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公开(公告)号：CN108120581A
公开(公告)日：2018-06-05
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/00
CPC classification number: G01M9/00
Abstract: 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN108120581B
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN201711307469.X
申请日：2017-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 上海机电工程研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 一种旋转导弹俯仰动导数高速风洞试验装置及方法。该装置包括：高速风洞；支撑机构，支撑机构用于将导弹支撑于高速风洞内，且能够驱动导弹旋转和进行强迫俯仰振动；动导数天平，动导数天平设置于导弹的内部，用于测量导弹的力矩信号；位移元件，位移元件设置于支撑机构上，用于测量导弹的振动角位移信号；处理器，处理器针对攻角序列中的每一个攻角，计算俯仰动导数。在高速风洞中在导弹绕自身轴线旋转的同时，依靠支撑机构驱动导弹做强迫俯仰振动，能够精确简便地计算在高速风洞中导弹旋转时的俯仰动导数。
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公开(公告)号：CN119469147A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512741.8
申请日：2024-10-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01C21/20 , G01M9/00 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 一种基于多运动机构的风洞模型路径规划方法，用于在多运动机构网格测力试验中设计飞机模型和外挂物模型的运行路径，实现飞机模型和外挂物模型高效、安全地完成所有网格点，属于网格测力风洞试验技术领域，包括：(1)建立运动机构、试验模型和风洞的运动仿真模型；(2)根据各个试验模型的试验网格点分布，设计不同运动顺序的多个路径；(3)运动机构的运动模式设置为以最大运行速度同时运动，然后对多个路径进行仿真模拟，挑选其中用时前2少的路径A和路径B作为待选路径，假设其中路径A为用时最短路径；(4)对路径A和路径B进行碰撞检测仿真，确定最终的试验实施路径。
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公开(公告)号：CN114313221B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202111566488.0
申请日：2021-12-20
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: B64C11/44
Abstract: 本申请涉及一种快速调节桨距角极限限位的螺旋桨及其极限调节方法，螺旋桨包括桨毂、桨叶、变距机构、上极限装置、下极限装置，变距机构包括螺母和滑块，螺母通过滑块驱动桨叶旋转使桨叶的桨距角变化；上极限装置包括第一限位开关、上限位板、第一控制机构，第一控制机构通过控制上限位板与螺母之间距离的改变调节桨距角上极限；下限位装置包括第二限位开关、下限位板、第二控制机构，第二控制机构通过控制下限位板与螺母之间距离调节桨距角下极限。螺旋桨的极限调节方法包括：调节第一控制机构和第二控制机构，实现桨叶桨距角极限限位的调节。通过设计控制机构，实现桨距角极限位置的软限位和硬限位，保证螺旋桨桨距角在预设的范围内正常使用。
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公开(公告)号：CN118654854A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410689197.8
申请日：2024-05-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06 , B29C64/153 , B29C64/20 , B29C64/386 , B29C64/393 , B33Y10/00 , B33Y30/00 , B33Y50/00 , B33Y50/02 , G01L5/1627
Abstract: 本发明涉及一种六维力杆式风洞应变天平及其增材制造方法，属于试验空气动力学测量技术领域，包括测量锥段、前五分量元件、阻力测量结构、后五分量元件和固定锥段，其中阻力测量结构为杆式旋成体，包括外壳体、阻力元件、阻力支撑片体组和内轴；内轴同轴嵌套于外壳体内，通过阻力元件和阻力支撑片组固连；测量锥段、前五分量元件、外壳体、内轴、后五分量元件和固定锥段沿轴线依次固连，构成天平整体；本发明为整体加工而成的一体化结构，天平结构紧凑、对称性好，刚度/强度高，阻力测量干扰较小；此外采用本发明增材制造方法可极大缩短加工周期，降低加工成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117890059A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311626944.5
申请日：2023-11-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种飞行器超大攻角俯仰振荡动态风洞试验装置，包括驱动机构、支撑机构、天平、模型和风洞；驱动机构包括转动驱动机构、曲柄连杆机构和同步带轮放大机构；曲柄连杆机构的第一端连接转动驱动机构，转动驱动机构驱动曲柄连杆机构的第二端进行周期性简谐转动；曲柄连杆机构的第二端安装同步带轮放大机构，同步带轮放大机构用于将曲柄连杆机构的第二端的周期性简谐转动的幅度等比例放大至支撑机构；支撑机构用于支撑天平和模型，并带动天平和模型进行周期性简谐转动。本发明提供一种飞行器超大攻角俯仰振荡动态风洞试验装置，对新一代战斗机/导弹的气动力特性研究具有重要意义。
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公开(公告)号：CN117191327A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311026500.8
申请日：2023-08-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于弹夹式机弹分离的CTS试验方法，目的是在风洞中建立内埋弹从新型飞行器高致密弹夹式弹舱中后向分离投放全过程的模拟试验方法，该方法包括：导弹受限直线运动(两滑块的滑轨段)、导弹转动运动(单滑块)以及导弹无约束自由运动(无滑块)的捕获轨迹方法，采用该捕获轨迹方法开展风洞试验，获得内埋弹与弹夹式飞行器后向分开过程的轨迹及姿态角变化，确定分离的安全性；本发明方法具有模拟弹夹式机弹分离场景真实性高的优点，并且本发明推导了弹夹分离过程的受限直线运动和受限绕滑块转动运动的动力学和运动学方程，这是首次应用于CTS试验中。
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公开(公告)号：CN116558768A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310381361.4
申请日：2023-04-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种大角度扩散段降噪稳流装置，包括：小法兰、大角度锥筒、大法兰、芳纶网、锥形烧结网板、Y型支撑肋、人孔、定位环、三向振动传感器以及脉动压力传感器。本发明通过大角度锥筒与20目到200目多孔结构的锥形烧结网板的角度差控制在15度以下，降低大角度扩散段流动和气动噪声，降噪量在20dB左右，与发明稳流装置利结构合理简单，承载能力强、安全可靠，适合对降噪要求高的场合。
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公开(公告)号：CN115971996A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211741018.8
申请日：2022-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供一种用于大型主梁的打磨装置，涉及打磨技术领域，该装置包括：底板；工装台，工装台沿X方向设置在底板上；多个支撑机构，多个支撑机构沿X方向设置在工装台上，多个支撑机构用于支撑主梁；驱动机构，驱动机构设置在工装台上，驱动机构的驱动端能够驱动主梁转动；第一直线模组，第一直线模组沿X方向设置在底板上且位于工装台的一侧；第二直线模组，第二直线模组沿Y方向设置在第一直线模组的滑台上；第三直线模组，第三直线模组沿Z方向设置在第二直线模组的滑台上；打磨机构，打磨机构连接在第三直线模组的的滑台上，可实现主梁的五自由度打磨操作，打磨机构可以按照预先设定的程序进行打磨力、打磨量等的混合控制和调整。
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公开(公告)号：CN115597825A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211111794.X
申请日：2022-09-13
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院(CN)
Abstract: 本发明公开了一种尾转式捕获轨迹试验方法，目的是在风洞中建立模拟分离体从母体上尾转分离过程的轨迹捕获试验能力，属于风洞试验技术领域，该方法包括：分离体绕尾部固定轴转动的捕获轨迹技术、分离体脱钩瞬时由绕固定轴转动切换到无约束绕质心转动的技术以及分离体无约束自由运动的捕获轨迹技术。采用该捕获轨迹方法进行试验，能获得分离体与母体尾转分开过程的轨迹和姿态角变化，有助于判断两体分离的安全性和相容性。该方法具有模拟数据精度高和数据可靠的优点。
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