-
-
公开(公告)号：CN109209645B
公开(公告)日：2019-10-25
申请号：CN201811313644.0
申请日：2018-11-06
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种三维曲面压缩变几何进气道结构获得方法，属于气动设计技术领域，目的是为了解决三维曲面压缩方式的进气道变几何调节所存在的机械结构实现困难的问题。本发首先设定进气道基本构型，然后确定边界层泄除槽的基本几何外形和外围密封腔的基本控制方式，最后确定第一/二级变几何转动部件的转轴位置及所需转动角度范围，然后确定转动部件与进气道固定壁面、密封腔侧壁以及转动部件之间的连接分部的结构，得到的进气道结构如果不符合设计要求，则返回进行迭代，直到满足要求为止。该方法简单，能够使进气道在更宽Ma数范围内的能保持正常工作，不仅解决了三维曲面变几何所存在的机械结构难题，同时也拥有了边界层泄除等流动控制能力。
-
公开(公告)号：CN109209645A
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201811313644.0
申请日：2018-11-06
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种三维曲面压缩变几何进气道结构获得方法，属于气动设计技术领域，目的是为了解决三维曲面压缩方式的进气道变几何调节所存在的机械结构实现困难的问题。本发首先设定进气道基本构型，然后确定边界层泄除槽的基本几何外形和外围密封腔的基本控制方式，最后确定第一/二级变几何转动部件的转轴位置及所需转动角度范围，然后确定转动部件与进气道固定壁面、密封腔侧壁以及转动部件之间的连接分部的结构，得到的进气道结构如果不符合设计要求，则返回进行迭代，直到满足要求为止。该方法简单，能够使进气道在更宽Ma数范围内的能保持正常工作，不仅解决了三维曲面变几何所存在的机械结构难题，同时也拥有了边界层泄除等流动控制能力。
-
-
公开(公告)号：CN116754175A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311033915.8
申请日：2023-08-17
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 一种高超声速颤振试验模型保护装置及保护方法，属于风洞试验技术领域。本发明解决了高超声速颤振试验中接近颤振边界，以及风洞启动关车过程冲击载荷导致的模型破坏进而可能对风洞造成破坏的问题。本发明的支撑机构安装在风洞内，支撑机构上设置有保护罩，保护罩前缘呈尖劈状，尾缘呈流线型多边体，保护罩的前缘角度范围在30°~35°之间，保护罩上设置有整流机构，整流机构整体呈平板结构，整流机构的风洞来流方向与下表面分别做削件处理，半模机身穿过整流机构与支撑机构建立连接，半模机身上设置有机翼模型。本发明的高超声速颤振试验模型保护装置在接近颤振边界以及风洞启动关车过程中的冲击载荷对试验模型造成冲击起到较好的保护。
-
公开(公告)号：CN110672295A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201911030168.6
申请日：2019-10-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
摘要： 本发明提供一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，包括无反射测压轨、喷流模型、通气支臂、直线移动机构、压力测量传感器和支座，所述的无反射测压轨沿风洞轴向固定安装在风洞洞壁上，无反射测压轨上开有多个孔，每个孔里面安装有压力测量传感器，喷流模型位于无反射测压轨上方，喷流模型与通气支臂固定连接，通气支臂与直线移动机构连接，直线移动机构通过支座与风洞托板固定连接，直线移动机构沿风洞轴向做往复直线移动，从而实现了喷流模型沿风洞轴向移动调节，进而测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并将声爆信号进行平均化处理。本装置大幅提高了声爆特征测量的精准度。
-
-
公开(公告)号：CN108051176A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711232432.5
申请日：2017-11-29
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G01M9/04
摘要： 本发明属于高马赫数试验技术领域，涉及一种宽马赫数高焓管风洞驱动管体。本发明提出了一种管外预加热与慢活塞绝热压缩叠加的新型驱动：马赫数2～4.5范围内直接管外电阻式加热；马赫数4.5～6范围内采用叠加式加热。本发明包括：高压驱动腔、慢活塞驱动段、冷管段和管外预加热段。管外预加热段靠近下游喷管一侧，高压驱动腔和慢活塞驱动段位于管体的最上游。低马赫数运行时，将慢活塞驱动段封闭，仅使用冷段和预加热段；高马赫数时，使用全部管体，先管外预热，再通过慢活塞绝热压缩进一步提升试验气体温度。本发明所提出的驱动技术，没有复杂的作动控制机构，此外采用慢活塞方式，管体内部仅含有压缩波系，驱动管体可以流向弯曲，有利于缩短管体占地长度。
-
公开(公告)号：CN118504139A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410718518.2
申请日：2024-06-05
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/08
摘要： 本发明提出基于模态分解和反演化耦合气动热试验数据滤波求解方法，属于高超声速飞行器气动热风洞试验技术领域。包括：S1.采集风洞试验中热流传感器的电压信号数据；S2.获取数据所有极大值和极小值点，并求出上下包络线的平均值；S3.获得新的电压信号数据；S4.判定新的电压信号数据是否为本征模函数；S5.获得所有M阶模态的本征模函数；S6.获得经过模态分解降阶处理的低频电压信号数据；S7.获得温度分布数据；S8.构建反演化模型和最优化目标泛函表达式求解温度分布；S9.根据S8预估K前M‑1个时刻热流和后R个时刻温度；S10.判断反演化模型和最优化目标泛函是否收敛，获得全时间周期最优化热流分布数据。
-
公开(公告)号：CN108224477B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201711361526.2
申请日：2017-12-15
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
IPC分类号： F23R3/28
摘要： 一种进气道辅助起动方法，属于高马赫数进气道技术领域。针对常规辅助起动方法存在能量消耗大、执行系统复杂等问题，本发明提供了一种进气道辅助起动方法：在进气道扩张段适当位置沿壁面切向喷注燃料，并在边界层内组织燃烧，燃料释热之后改变高速边界层内流动结构，导致边界层内温度增加、密度减小，进而减小壁面气流的剪切应力，显著降低进气道和燃烧室壁面摩擦阻力，同时该过程会产生一定的“抽吸‑引射”效果，有利用减小内流道中的分离区范围，从而帮助进气道恢复起动。本发明轻便、控制方式简单、布置灵活，能量消耗小；增强进气道辅助起动能力的同时，减小进气道的摩擦阻力和压差阻力，有减阻增推的效果。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
24 条记录 (耗时 0.047 秒)
