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公开(公告)号：CN112577707A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011602710.3
申请日：2020-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统，包括触发压力传感器、时序控制系统、模型投放系统及喷流管路系统，所述触发压力传感器采集到的试验气流的压力信号传输给所述时序控制系统，所述时序控制系统控制所述模型投放系统对模型进行投放，并同时控制所述喷流管路系统为发动机提供燃料注入。本发明的脉冲风洞吸气式发动机推阻测量试验系统通过合理的时序控制系统，解决了风洞来流与发动机超燃流场的燃料喷注系统、模型投放系统的精准时序控制，为顺利完成超燃发动机推阻测量提供了有力的保障。
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公开(公告)号：CN106644358A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611104684.5
申请日：2016-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 一种激波风洞膜片破裂装置，涉及高超声速激波风洞工程领域；包括炮管连接结构、椎体支撑板、破膜锥体、高压腔管路、低压腔管路、激波管高压段炮管、激波管低压段炮管和膜片；炮管连接结构左侧与激波管高压段炮管固定连接，炮管连接结构右侧与激波管低压段炮管固定连接；椎体支撑板固定安装在炮管连接结构的内部；破膜锥体沿炮管连接结构轴向固定安装在椎体支撑板的轴心处；在破膜锥体的外壁沿炮管连接结构的径向，分别设置有高压腔管路和低压腔管路；膜片固定在炮管连接结构与激波管低压段炮管之间；无论是高驱动压力还是低驱动压力条件下均可实现激波风洞的破膜，破膜时间明显缩短，破膜过程的可控性更高。
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公开(公告)号：CN118780193A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410754498.4
申请日：2024-06-12
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种基于热图技术的风洞试验模型表面热流辨识方法，属于空气动力学试验测量领域，在高超声速风洞试验中，采集模型在试验前和试验中模型表面温度，选择模型在流场中稳定时间段内两个时刻的温度进行热流辨识，获得模型表面热流。该方法无需测量模型插入流场的时间，具有对测量设备的要求低，操作简单的优点。
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公开(公告)号：CN114252232A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111622648.9
申请日：2021-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种高超声速飞行器脉动压力试验传感器优化布置方法，包括加工与脉动压力试验飞行器模型等比例、同尺寸的飞行器模型；搭建红外热图测量系统；将飞行器模型固定在高超声速风洞中进行红外热图试验，采集飞行器模型表面迎风面和背风面红外热图数据；依据红外热图图像处理软件处理热图数据，计算出飞行器模型表面的热流分布；判断飞行器模型表面流态，确定各流态发生的起始和终止位置；根据热流分布和表面流态，指导高超声速飞行器脉动压力试验高频响传感器的布置。本发明保证在高超声速风洞进行的脉动压力试验传感器布置即能实现试验目的又能降低安装较多传感器带来的对飞行器型面的破坏，减少了脉动压力试验数据繁杂、冗余问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108398272B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201711342325.8
申请日：2017-12-14
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于激波风洞超燃发动机进气道试验的燃料供应系统及方法，属于高超声速激波风洞试验技术领域。本发明通过合理的管路配套，通过喷流高速阀和控制系统软硬件的协调匹配解决了激波风洞燃料供应与风洞来流时序控制问题；采用试验段内置缓冲罐和稳压腔的方式降低了供气管路的沿程损失，使燃料喷射压力更稳定。通过控制系统设置阀门开启的时间，严格控制喷入试验段的氢气量，保障了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN108398272A
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201711342325.8
申请日：2017-12-14
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种用于激波风洞超燃发动机进气道试验的燃料供应系统及方法，属于高超声速激波风洞试验技术领域。本发明通过合理的管路配套，通过喷流高速阀和控制系统软硬件的协调匹配解决了激波风洞燃料供应与风洞来流时序控制问题；采用试验段内置缓冲罐和稳压腔的方式降低了供气管路的沿程损失，使燃料喷射压力更稳定。通过控制系统设置阀门开启的时间，严格控制喷入试验段的氢气量，保障了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN106840582A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611203362.6
申请日：2016-12-23
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及一种脉冲风洞运行控制系统及脉冲风洞运行控制方法，系统包括PLC模块、驱动段充气阀门、驱动段放气阀门、驱动段压力传感器、1/2阀门、双膜段放气阀门、双膜段压力传感器、被驱动段充气阀门、被驱动段放气阀门、被驱动段压力测量模块、被驱动段抽真空阀门、试验段放气阀门、试验段抽真空阀门、试验段压力传感器、真空机组；通过PLC模块实现了风洞试验过程的自动控制，采用分布式控制方式，所有操作在测控间完成，不需要进入现场进行作业，隔离了高压气源，保证了人员运行安全。
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公开(公告)号：CN106768802A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611104648.9
申请日：2016-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 一种用于激波风洞的高纯度特种气体充装装置及充装方法，涉及高超声速激波风洞工程领域；包括真空抽吸装置、特种气体充气装置、测量装置和放气管路；真空抽吸装置、特种气体充气装置和测量装置分别固定安装在外部激波风洞炮管段的同一侧，放气管路固定安装在外部激波风洞炮管段的另一侧；所述真空抽吸装置包括真空泵、真空泵阀、真空泵大气连通阀、真空波纹软管和高压气动阀；其中，真空泵的进气口与真空泵阀固定连接后分为两条管路，其中一条管路与真空泵大气连通阀固定连接，另一条管路依次与真空波纹软管和高压气动阀固定连接；高压气动阀的另一端与外部激波风洞炮管段固定连接；本发明提高了特种试验气体充装的纯度，实现了充装的远程和自动控。
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公开(公告)号：CN112857730B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202011612459.9
申请日：2020-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法，基于变分模态分解实现对高超声速脉动压力试验数据进行分析处理，通过在常规高超声速风洞中，借用脉动压力传感器测得高超声速航天飞行器模型表面的脉动压力，根据风洞运行采集获得的原始试验数据，通过变分模态分解，精准计算分离出脉动压力试验数据包含的所有特征波，进而详细分析航天飞行器在高超声速条件下外表面边界层内的流动结构和转捩机理等物理现象。本发明采用变分模态分解，解决了复杂高超声速脉动压力信号处理过程中出现的虚假信号、频率和模态叠加等问题。
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