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公开(公告)号：CN111855131B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202010350538.0
申请日：2020-04-28
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明涉及一种远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法，装置中的载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连，并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化；所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击，并在风洞气流稳定后撤出；载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿；导弹模型脱离载机模型后，导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转；同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量；天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量；所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞。
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公开(公告)号：CN112478136A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011411427.2
申请日：2020-12-03
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种带金属桨柄的桨叶与桨毂的连接装置，桨根轴(2)与带金属桨柄的桨叶(3)通过螺柱销(4)进行固定，一起通过可转动端面支承件与桨毂(1)套合定位连接，且相对桨毂(1)进行旋转运动，在垫块(8)和锁紧件(9)的轴向拉紧下将桨根轴(2)、带金属桨柄的桨叶(3)、可转动端面支承件和桨毂(1)的轴向位置固定，并内置密封圈(7)对桨毂(1)内腔进行密封处理，在配平块(10)的离心配平下能减低因重心偏离桨叶(3)自转轴线产生的离心力矩等对桨叶(3)的作用，最终满足带金属桨柄的桨叶(3)能内插入桨毂(1)进行安装固定。
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公开(公告)号：CN111623953A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010365185.1
申请日：2020-04-30
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种弱光学条件超声速风洞粒子图像采集光路系统，利用该系统可以实现光学窗口缺少或不足的超声速风洞内粒子图像采集，进而进行空间速度场测量，属于航天粒子图像测速技术领域。本发明将双曝光激光光源放置风洞外部，使激光片光透射可用的光学窗口，利用超声速流动干扰区为沿流向向后有限区域原理，将跨帧数字相机内置风洞试验段内部，实现粒子图像测速系统片光照明平面与图像采集平面垂直布局。
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公开(公告)号：CN104848904B
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201510303644.2
申请日：2015-06-05
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 本发明公开了种进气道流量测量系统。包括壳体、反压调节装置、整流装置、总压测量耙、拉瓦尔喷管和静压测量装置,壳体为圆筒状,其前端具有接口,在接口的后端具有扩张段,用于对来流减速,在扩张段之后为平直段,反压调节装置包括节流锥和驱动控制机构,节流锥配置于所述扩张段内,驱动控制机构配置于平直段内,在其后的平直段内,依次安装有整流装置、总压测量耙和拉瓦尔喷管,拉瓦尔喷管的出口与壳体的后端口平齐,静压测量装置安装于拉瓦尔喷管的喉部。通过本发明的系统能够实时调节双发进气道出口反压、准确测量流入双发进气道的气体流量,并且能够根据具体的试验情况对流入进气道的气体进行抽吸以提高气体流量来满足进气道试验的需要。
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公开(公告)号：CN104931222B
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201510221539.4
申请日：2015-05-04
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 本发明提供一种机弹分离轨迹捕获试验系统，包括分离体模型支撑驱动机构、测量机构和母体模型支撑机构。分离体模型支撑驱动机构包括滚转控制装置和直线运动控制装置，直线运动控制装置包括直线驱动器、轨道、轨道端万向铰链、连杆、多爪臂和尾支杆、轨道有多条，并在风洞实验段壁面上与风洞中轴平行安装，并在每条轨道上均通过滑块安装有一个轨道端万向铰链，直线驱动器和轨道都安装于风洞实验段内壁之外侧，每个轨道端万向铰链都连接有一个连杆，每个连杆另一端都分别通过一个万向铰链与多爪臂相连。多爪臂与支撑分离体模型的尾支杆刚性相连。滚转控制装置安装于尾支杆内部。本系统具有高刚度、高位置精度和高速度的特点。
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公开(公告)号：CN105136422B
公开(公告)日：2017-10-13
申请号：CN201510574205.5
申请日：2015-09-10
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 本发明公开了一种风洞试验中修正飞行器模型侧滑弹性角的方法，包括以下步骤：设定预定姿态角，并根据预定姿态角换算出控制姿态角；根据控制姿态角控制机构发生动作使飞行器模型达到预定姿态角；向飞行器模型吹风，采集飞行器模型的受力值；根据受力值计算飞行器模型的实际姿态角，并根据实际姿态角与预定姿态角的差值计算修正姿态角；以及根据修正姿态角控制机构发出修正动作，对实际姿态角进行修正；并连续重复上述步骤，对飞行器侧滑弹性角不断修正至允许误差范围内。本发明方法用于在模拟飞行器飞行姿态的风洞试验过程中，对飞行器模型侧滑弹性角的不断修正，以适应飞行器的高精度试验的要求。
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公开(公告)号：CN106289715A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610594923.3
申请日：2016-07-26
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/08
CPC分类号： G01M9/08
摘要： 本发明提供一种用于风洞模型的弹性位移修正方法，其包括如下步骤：将天平杆一端固定在夹具上，另一端与刚性套筒锥面配合连接，选取刚性套筒上的两点作为测量点；向天平杆加载法向力或者俯仰力矩、侧向力或偏航力矩，测得两个测量点加载前后的纵向和侧向移动距离；计算天平校心的纵向和侧向弹性位移、弹性角，拟合弹性位移、弹性角关于载荷的公式，计算弹性位移系数和弹性角系数；计算模型质心的弹性位移；根据当前的实际位移值和目标位移值的差值改变当前的实际位移值，直至当前实际位移值与目标位移值相等。本发明提供的用于风洞模型的弹性位移修正方法可以修正风洞模型的弹性位移，以适应多体干扰与分离试验对模型间相对位置精确控制的要求。
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公开(公告)号：CN102435410B
公开(公告)日：2013-09-25
申请号：CN201110396105.X
申请日：2011-12-01
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/00
摘要： 一种燃气舵搭载发动机热试车的试验系统，包括测力装置和安装支架，安装支架与发动机的尾裙端框连接，测力装置与安装支架连接，测力装置的数量与燃气舵的片数相同，用于固定及驱动燃气舵在发动机尾喷流中快速、准确偏转，并测量燃气舵实际偏转角度和对应气动载荷。本发明提供一种可同时驱动一片或多片燃气舵在发动机喷流中快速、准确偏转，并实时测量燃气舵所受气动载荷和实际偏转角，模拟准确、测量精度高，具有较强通用性、可重复使用的试验系统。
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公开(公告)号：CN102889973A
公开(公告)日：2013-01-23
申请号：CN201210380308.4
申请日：2012-09-29
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明公开了一种研制成本和试验成本均较低，精度高于现有常规高精度滚动力矩应变天平，能满足风洞模型在各种迎角状态下小滚转力矩风洞测量需要的基于机械轴承支撑的高精度滚转力矩测量装置，包括单分量滚转力矩天平(200)、机械轴承支撑(100)，所述机械轴承支撑(100)包括壳体组件(101)、转动内套组件(102)和中心轴组件(103)，所述转动内套组件(102)用外圈轴承安装于壳体组件(101)内部，所述转动内套组件(102)用内圈轴承安装在所述中心轴组件(103)上，所述壳体组件(101)的前端固定有被测风洞模型(300)；所述中心轴组件(103)上安装有单分量滚转力矩天平(200)，并固定于模型支杆(400)上。
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公开(公告)号：CN102494867A
公开(公告)日：2012-06-13
申请号：CN201110393624.0
申请日：2011-12-01
申请人： 中国航天空气动力技术研究院
摘要： 一种燃气舵搭载发动机热试车的测力装置，包括测量组件、驱动机构、传动机构、防热组件、安装基座和连接组件；测量组件测量作用到燃气舵上的气动载荷和燃气舵的偏转角度，包括应变天平及角度传感器等；驱动机构为燃气舵偏转的驱动装置，固定在安装基座上，由电机及减速机组成；传动机构主要包括大齿轮和小齿轮，小齿轮与减速机输出轴连接，大齿轮与轴承基座的内轴承套固定；防热组件保护测力装置在试验过程中处于正常工作的环境温度中；连接组件包括联轴套、角度输出轴、联轴节。安装基座用于固定测量组件、驱动机构、防热组件等所有零部件，并与外部固定机构连接。本发明的测力装置能够驱动燃气舵在发动机尾喷流中快速准确偏转，并实时测量燃气舵所受气动载荷和实际偏转角，具有较强通用性、可重复使用。
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