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公开(公告)号：CN116123930B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202211713594.1
申请日：2022-12-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明提供了一种基于电磁弹射驱动三级轻气炮的弹道靶，包括电磁弹射装置、电枢、一级活塞、一级高压泵管、一二级连接机构、二级泵管、二级活塞、二三级连接机构、弹丸、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；电枢在电磁弹射装置脉冲磁场中受到电磁力，推动一级活塞压缩轻质气体，高压轻质气体冲破二级膜片推动二级活塞压缩二级泵管内的轻质气体，三级气室内高温高压的轻质气体冲破三级膜片驱动弹丸高速飞出发射管经过膨胀箱进入试验舱。本发明采用电磁弹射作为三级轻气炮首级驱动，比传统动力源驱动能力提升数倍以上，同时更加安全、清洁、高效、可控。
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公开(公告)号：CN115389155B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210907576.0
申请日：2022-07-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，涉及风洞试验领域。本发明基于高超声速喷管气液固多相流的流动特性和面临的问题，针对颗粒与气流作用规律的不同，设计适用于不同颗粒流动的区域，减少颗粒在流场中分布不连续导致的流场不均匀问题，减弱对试验段均匀性的影响，提高试验段流场品质。本发明不仅仅有效抑制颗粒流动引起的流动畸变以及非设计状态下流动干扰，还可以减弱颗粒对喷管壁面的冲刷。本发明能为飞行器研制提供高品质风洞试验气动数据，能够模拟极端环境。
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公开(公告)号：CN118130033A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202311783924.9
申请日：2023-12-22
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明一种电弧加热高超声速风洞流场速度场校测排架，包括：底座、肋板、立柱、线罩、锁紧螺母、排架座、卡箍、排架支臂、钢管、探针、转接管。立柱插入底座内，通过周向分布的八个肋板焊接成一体，组成了排架的支撑机构。两个排架支臂对称嵌入排架座的槽内并焊接成一体。排架座从后端插入立柱的上部通孔，尾端用锁紧螺母紧固。排架支臂呈尖劈形状，打孔从迎风端插入探针、从背风侧插入钢管并焊接。钢管用卡箍固定，然后穿入排架座内腔并从尾端引出，沿着立柱的凹槽到流场外。该发明解决了电弧加热高超声速风洞流场校测的难题，采用底座可移动式、排架座可旋转式设计，可以实现流场多截面、多方位的详细校测，对流场品质作细致地研究。
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公开(公告)号：CN117842830A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311837936.5
申请日：2023-12-28
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种高超声速风洞喷管吊装装置，针对高超声速风洞喷管重量从几吨到数十吨不等条件下的吊装任务设计，包括吊装分力汇集装置、支撑架、平衡调整装置、底座工装，吊装系统稳定性高，可靠性强，可解决高超声速风洞喷管的起吊平衡问题和日常安全起吊和高效率吊装问题，并兼具了节约成本与使用维护方便的特点，适应性广，自动化程度高，可实施性强。
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公开(公告)号：CN114486160B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202111655912.9
申请日：2021-12-30
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种高焓流场热化学非平衡辨识分析方法，首先通过高速纹影系统得到高焓风洞的流场纹影图像，根据流场纹影图像确定测量点后，通过发射光谱采集系统获得光谱信息，进而根据光谱信息得到分子振动温度和分子转动温度，通过对比分子振动温度和分子转动温度即可辨识该测量点处的流场是否处于热化学非平衡状态。本发明实现了对高焓流场参数的实时高频采集，能够有效辨识流场存在的热化学非平衡现象，分析流场热化学过程。
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公开(公告)号：CN116202367A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211713589.0
申请日：2022-12-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种基于电磁弹射辅助驱动二级轻气炮的弹道靶，包括高压气体推进段、电枢、活塞、电磁弹射装置、高压泵管、一二级连接机构、模型、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；高压气体推进段一级气室、气体泵管、电磁弹射装置电磁泵管、高压泵管、一二级连接机构二级气室、发射管、膨胀箱、试验舱依次连接；一级气室释放出高压气体驱动电枢和活塞经气体泵管进入电磁泵管；电枢在气体推力和电磁力复合作用下推动活塞经电磁泵管、高压泵管进入二级气室；受压缩的轻质气体冲破二级膜片，驱动模型经发射管、膨胀箱进入试验舱。本发明采用高压气体和电磁弹射复合驱动，比气体驱动能力提升数倍以上；可调控改善内弹道特性并在相同能力下降低造价。
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公开(公告)号：CN114184348B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202111248072.4
申请日：2021-10-26
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明提供了一种高焓流场光电特性辨识装置及方法，装置包括模型、高焓激波风洞、测试光路系统及数据处理系统；高焓激波风洞用于产生高焓气流；模型内部不同位置安装多个光电探头，用于采集模型表面的光谱信息；测试光路系统布置在试验段外，包括光电探头II、光栅和光谱仪，光电探头II透过试验段的光学窗口采集模型表面的光谱信息，其采集光路与光电探头I的采集光路在模型表面相交；光电探头II采集的光谱信息经光栅处理后发送至光谱仪，光电探头I将采集的光谱信息传送光谱仪，随后光谱仪将光谱信息传送到至数据处理系统，根据光谱分析方法和原理提取光谱信息，结合多组分多温度模型的非平衡数值模拟技术，获得模型表面高焓流场的光电特性。
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公开(公告)号：CN109883646A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201811574937.4
申请日：2018-12-21
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种基于高温脉冲风洞的吸气式推进试验模拟方法，包括步骤如下：1)建立吸气式推进试验系统；2)开展A组冷态试验，测得无燃料喷注、空气来流下通流试验数据；3)开展B组热态试验，测得燃料喷注、空气来流下的热态试验数据；4)开展C组冷态喷流试验，测得燃料喷注、氮气来流下的冷态喷流试验数据；5)对比A、B、C组试验数据的差异，完成喷注影响、燃烧特性及冷热态性能分析，实现对吸气式推进的模拟。本发明通过燃料的喷注控制和试验气体的更换，形成A、B、C三组对照试验模拟方法，既可以评判吸气式推进试验的燃烧特性，又可以获取冷热态的性能增量试验数据，还能够用于吸气式推进试验的燃料喷注干扰特性分析。
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公开(公告)号：CN106768818B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201611245685.1
申请日：2016-12-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种激波风洞中混合气体来流运行参数获得方法，在激波风洞试验中，来流气体比热比是重要的物理量，对于空气，比热比随温度变化很小，可以获得来流马赫数，而对于混合气体，其难点在于比热比随温度变化可能较大，难以确定来流马赫数。在数值模拟中，一般取气体的比热比为定值，即等效比热比，这个取值对于流场参数计算非常关键，但该值的大小在文献和资料中差别很大，难以确定，本发明用试验和理论分析相结合的方法，获得了试验气体的等效比热比，为特殊气体来流试验研究，尤其是深空探测试验方法提供依据。
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公开(公告)号：CN105606332A
公开(公告)日：2016-05-25
申请号：CN201510965273.4
申请日：2015-12-21
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了一种利用激光直写技术制造整体式薄膜铂电阻传感器的方法，包括：按照传统的方法加工玻璃基底，对所述玻璃基底的镀膜面进行抛光；将得到的抛光的玻璃基底的镀膜面进行镀铂膜，并进行热处理；将得到的镀铂膜的玻璃基底卡设在可转动卡具上，利用激光直写技术扫描镀铂膜面的玻璃基底以得到具有预设图案以及特定宽度的铂电阻；对所述铂电阻进行银浆描涂引线操作，并经过热处理使银浆浆料烘干和固结。本发明方法制造整体式薄膜铂电阻传感器加工周期短、成品率高、大幅度提高了产品的生产效率和质量。
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