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公开(公告)号：CN112235891B
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202011209172.1
申请日：2020-11-03
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种用于电弧风洞加热器的引弧电路和引弧方法，包括：整流电源、控制单元、IGBT电子开关和电弧风洞加热器；所述整流电源的正极与所述电弧风洞加热器的正极相连，所述整流电源的负极与所述电弧风洞加热器的负极相连，所述控制单元与所述整流电源信号连接，且与所述IGBT电子开关控制连接，所述电弧风洞加热器具有进气口；所述电弧风洞加热器的正极和负极之间具有两个或两个以上片间，每个所述片间的两端对应连接有一个所述IGBT电子开关；两个或两个以上所述IGBT电子开关依次串联后与电弧风洞加热器的负极相连。本发明采用IGBT电子开关取代机械式直流分断开关作为开关器件，避免了机械触头的合‑分动作，不产生电弧，极大延长了装置的使用寿命。
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公开(公告)号：CN114383802B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202111621472.5
申请日：2021-12-23
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种双圆弧风洞拐角导流片气动优化方法、导流片及风洞，双圆弧导流片具有给定的大弦长间距比，双圆弧导流片具有圆弧形的迎风面和背风面，迎风面和背风面的尾缘处均为弧线，其中优化方法包括：获取双圆弧导流片尾缘后方的出口气流偏折角度θ，气流偏折角度θ为拐角下游风洞轴线方向与导流片出口气流方向的夹角；基于气流偏折角度θ，优化导流片的尾缘构型，使尾缘的迎风面由弧线转变为第一直线，尾缘的背风面由弧线转变为第二直线，第一直线和第二直线的交点作为新的尾缘的顶点；旋转导流片，以将导流片的安装角增加设定角度，使导流片出口气流方向与拐角下游风洞轴线方向平行，安装角为导流片弦长方向与拐角上游风洞轴线方向的夹角。
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公开(公告)号：CN118583432A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410848943.3
申请日：2024-06-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种可通气自由滚转机构及标定方法，该可通气自由滚转机构包括自由滚转机构、旋转缝隙调整机构、角位移测量组件、钟摆、上位机、进气管路和出气管路，可在不增加机构摩擦阻尼的条件下实现气体的非接触传输，避免了传统管路传输气体时产生的非线性干扰，有效提高了飞行器运动模拟的逼真度；并且本发明可通气自由滚转机构在提供运动自由度的同时兼顾气体非接触传输功能，可用于飞行器本体有气体控制需求的风洞虚拟飞行试验，此外本发明引入钟摆法标定自由运动机构的阻尼特性，原理清晰，操作简单，结果可量化，实用性高。
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公开(公告)号：CN115571372B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202211194230.7
申请日：2022-09-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: B64F5/60
Abstract: 本申请公开了一种超薄翼肋试验工装及试验方法，涉及超薄肋翼静力试验的领域，包括底部支撑结构；稳定竖杆，连接于底部支撑结构，设置相平行且距离可调的两排；固定盘，与翼肋的主梁连接孔相配合，固定盘的边缘与主梁连接孔的内壁连接，固定盘可拆卸连接于两排稳定竖杆之间。可以直接对单个超薄翼肋施加载荷，考核其力学性能。该工装具有拆装简便，成本低廉等优势，通过更换一个部件即可实现对不同结构形式的超薄翼肋进行试验，通用性好。
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公开(公告)号：CN115489713B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202211049866.2
申请日：2022-08-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种适用于低空高速飞行的气动减阻布局方法，采用在飞行器机身后部设计凹槽及开孔，直接将来流空气引入底部空气驻室，通过底部安装的多孔板流入到飞行器底部。增加底部的压力值，降低飞行器总的阻力，满足低空飞行各空域段阻力最优的状态。头部安装支杆，支杆设计成大长细比圆柱形状，减少波阻及用于热防护。本发明满足飞行包络线内最优气动特性，从而保证在低空高速域飞行状态下具有高升阻比、低能耗的特征。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112333867B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202011191945.8
申请日：2020-10-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: H05B6/36
Abstract: 本发明公开了一种高温高压感应加热装置，包括高压罐、隔热内套、螺线管、加热棒、隔热块、高压罐盖板、金属环、绝缘垫、绝缘环和紧固件组成。本发明高温高压加热装置，通过感应加热技术实现中心加热棒的高温，同时在装置内通入气体，实现装置内MPa以上的高压状态。本发明具有加热温度高、清洁高效、加热区域可控性好，装置耐压等级高等特点，可以用来研究材料在高温高压下的力学性能以及材料抗氧化等化学反应特性。
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公开(公告)号：CN112744370B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202011617056.3
申请日：2020-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种3D打印电弧加热器旋气室，旋气室采用金属3D打印增材制造技术加工并一体成型，包括基体、冷却水道和高压气道，基体为片状圆筒形结构，冷却水道与高压气道呈环形依次排列于基体内外壁之间，两者互不相通，并与基体环形内腔同轴。高压气道由径向进气孔经圆环状集气环后又形成若干切向进气孔，切向进气孔穿过冷却水道上预留空隙，沿基体内壁切线进入到基体内腔中。本发明可以应用于航空航天领域气动热防护地面模拟试验中的电弧加热器，实现旋气室一体化设计，简化了旋气室加工与安装工序工时，能够具有比传统电弧加热器旋气室更低的故障率，提高旋气室在工作状态下的冷却性能、力学性能以及使用寿命。
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公开(公告)号：CN112577621B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202011606573.0
申请日：2020-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种同轴热电偶冷端温度测量装置及系统，包括：接插件、测温传感器、导热介质及绝热层；接插件包括外壳和芯盘，芯盘固定于外壳中；多个同轴热电偶的冷端分别连接于芯盘上；测温传感器连接于芯盘；导热介质填充于外壳中且将测温传感器、多个同轴热电偶的冷端及芯盘包裹在内，绝热层将导热介质包裹在内。本发明提高了同轴热电偶冷端测量精度，减小了冷端测量体积，能够满足飞行试验环境测量要求。
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公开(公告)号：CN118508681A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410546221.2
申请日：2024-05-06
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开一种电机绕组端部增强散热系统和方法，涉及绕组散热技术领域，以解决现有技术中绕组的散热结构复杂或散热效率低的问题。该电机绕组端部增强散热系统包括：第一导热结构、第二导热结构和散热外壳，第一导热结构与绕组的第一端面接触，第二导热结构与绕组的第二端面和绕组的侧面均接触，绕组具有第一通孔，第二导热结构具有第二通孔，第一导热结构依次穿过第一通孔和第二通孔与散热外壳连接，第一导热结构、绕组和第二导热结构均位于散热外壳内。该方法应用于该系统。本发明提供的电机绕组端部增强散热系统和方法简化了绕组的散热结构，提高了绕组散热效率。
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公开(公告)号：CN112577694B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202011567831.9
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及航空航天实验技术领域，尤其是涉及一种红外气动光学畸变风洞测试系统。该红外气动光学畸变风洞测试系统包括：红外激光器，所述红外激光器发射的红外光束依次穿过平行光管、靶标、第一光学窗口、试验模型、第二光学窗口和接收器；所述接收器接收的红外光束数据存储在数据处理器内；所述靶标与第一光学窗口之间设有可见光激光器，所述可见光激光器的工作端发射方向与红外激光器工作端发射方向相同。本发明一种红外气动光学畸变风洞测试系统，采用了红外激光器，对高速飞行器导引头(试验模型)气动光学效应的模拟更加真实，更加贴近真实实战环境。红外光路系统的设置符合风洞条件，有利于试验的开展和试验数据的获取。
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