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公开(公告)号：CN113947035B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202110992270.5
申请日：2021-08-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G01M9/00 , G06F111/10 , G06F119/10
Abstract: 本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域，基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法，该方法操作简单、预测精度高。
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公开(公告)号：CN117168755A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202310971763.X
申请日：2023-08-03
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种高超声速自由来流噪声级间接获取方法，1)采用直接数值模拟方法进行皮托压探针流场计算，在计算域入口处加入白噪声扰动信号，统计平衡后，记录不同位置采样点的脉动压力时序信号；2)计算脉动压力平均值和脉动压力均方根值，采用脉动压力均方根值除以脉动压力平均值，得到各采样点的噪声级；3)自由来流区噪声级的平均值NL1除以皮托压探针驻点位置的噪声级NL0，得到比值A；4)采用皮托压探针进行高超声速流场噪声级的测量，获得皮托压探针中心驻点位置的噪声级测量值NLexp；5)计算高超声速自由来流噪声级NLw。本发明综合采用高精度直接数值模拟和试验测量的方法，可间接获得高超声速自由来流噪声级，原理简单，操作方便。
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公开(公告)号：CN117109864A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310925691.5
申请日：2023-07-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种应用于高焓流场的模型表面热参数非接触测量方法，通过高焓流场进行自发光光谱试验，获得流场自发光弱光谱区间。根据该区间进行设备和光学配件的选型，建立高焓流场模型表面热参数测量系统。基于该测量系统进行试验，获得高焓流场条件下的模型表面热参数。本发明提出的测量方法可以对高焓流场中的模型表面的热参数进行非接触测量，不破坏模型表面，不干扰流场。解决了现有技术无法对高焓流场模型表面连续式测量的技术问题，拓展了红外辐射成像技术的应用范围。
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公开(公告)号：CN116839856A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310441812.9
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于风洞试验的旋转翼可变形飞行器结构及装配方法，包括飞行器前段、飞行器后段、飞行器上盖、机翼传动系统、天平测量系统、模型尾盖；飞行器前段和飞行器后段连接，飞行器上盖可拆卸的安装在飞行器前段和飞行器后段上；机翼传动系统、天平测量系统均安装在飞行器后段内，模型尾盖安装在飞行器后段的端面上；机翼传动系统包括滑块、电机法兰、电机隔热套、电机、连杆、机翼转轴、机翼；滑块与电机的输出端螺纹配合；电机通过电机法兰与飞行器后段固定连接；电机隔热套位于电机和飞行器后段之间；连杆的两端分别与滑块和机翼转轴固定连接；机翼转轴上设有螺旋线凹槽；机翼套装在机翼转轴上，且设有凸起卡入螺旋线凹槽内。
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公开(公告)号：CN115979576A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211059088.5
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种耐高温滚转支杆、制备方法及滚转角控制方法，通过嵌套式设计，实现支杆的自由旋转，该装置结构中支杆等值段套在支杆连接段内部，通过轴承与支杆连接段连接，支杆连接段一端与导流锥固定连接、另一端与水冷套固定连接，中间部分通过键配合连接在支撑支架上，并通过拔紧螺母连接紧固；导流锥小径端内径略大于支杆等值段外圈大径，保证支杆等值段自由旋转，导流锥用于将气体导流，支撑支架用于连接试验设备，水冷套通过电机法兰与电机壳体连接；支杆等值段一端用于与风洞内的天平连接，另一端与传动轴的一端通过键配合连接，传动轴的另一端与联轴器的一端连接，联轴器的另一端与连接电机输出轴，由电机驱动支杆等值段自由转动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115791078A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211295682.4
申请日：2022-10-21
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于风洞试验的非对称变形飞行器的变形方法，采用非对称变形飞行器；所述非对称变形飞行器结构，包括：飞行器前段、飞行器后段、拔紧螺钉、天平、丝杠轴承、丝杠、电机、左翼滑块、左翼连杆、左翼、右翼连杆、右翼、右翼滑块；所述变形方法包括：利用电机驱动丝杠转动，使得左翼滑块、右翼滑块在丝杠上相向或反向移动，带动相应的左翼连杆、右翼连杆移动，并进一步带动相应的左翼、右翼同时从成飞行器结构主体的两侧伸出或缩回；丝杠上对应左翼滑块、右翼滑块安装处的螺距不同，使得左翼、右翼伸出或缩回的速度不同，实现非对称变形。
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公开(公告)号：CN108426695B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201711339837.9
申请日：2017-12-14
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种高超声速三维激波结构观测方法，涉及风洞流场显示领域；包括如下步骤：步骤(一)、制作观测模型，将观测模型水平放置在观测平台上；步骤(二)、在观测模型的上表面设置放电电极；步骤(三)、在放电电极的正上方设置点电极；在点电极与放电电极之间施加高压电流；实现点电极与放电电极之间的气体电离放电；步骤(四)、采用高频相机拍摄气体电离放电截面位置的图像，高频相机的镜头轴线垂直于气体电离放电的边界；本发明操作简单、观测光路布置灵活，对设备要求较低，是高超声速风洞中可以使用的一种流场显示方法。
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公开(公告)号：CN119915472A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411972394.7
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种脉冲型辐射驱动试验平台及其运行方法，涉及风洞试验技术领域。试验平台至少包括：轨道支撑系统以及同轴依次连接并能够沿其表面移动的被驱动段、副夹膜机构、喷管和试验段，喷管内设置有磁流体动力加速系统，试验段内部与真空系统相连通，被驱动段内部与供气系统相连通，为了提高试验平台性能，被驱动段上游安装主夹膜机构和驱动段，辐射源可以作用在驱动段或被驱动段的顶部一侧。该试验平台考虑到复现超高速来流或局部高焓流场、相对纯净的来流以及可用的有效时间和宽工况风洞模拟能力，且试验平台有多种运行模式，多种运行模式扩展了风洞模拟的飞行包线，使其具有宽工况的飞行环境，提高了风洞的模拟能力。
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公开(公告)号：CN117824982A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311854930.9
申请日：2023-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种用于可变形飞行器风洞试验的模拟电机结构及装配方法。模拟电机结构安装在模型内腔，可以通过手动调节的方式实现翼面自由运动，有利于提升可变形飞行器地面调试效率，并大幅度较低了对于模型零部件的冲击载荷。模拟电机结构由联轴器、驱动杆、模拟电机法兰、模拟电机前段、第一轴承、第一卡簧、第二卡簧、第二轴承、模拟电机后段以及旋转盘组成。模拟电机结构整体尺寸显著小于常规使用伺服电机，因此可以满足不同外形可变形飞行器模型的需求。同时利用联轴器传递扭矩，并可以根据需求选择对应尺寸的标准零部件，从而使得模拟电机结构具有广泛的适用性。同时结构紧凑、方便易操作，适用于可变形飞行器风洞试验地面调试的需求。
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公开(公告)号：CN117309310A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311026503.1
申请日：2023-08-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，包括：底座、盒式天平、攻角垫块、腹部支撑、试验模型、柔性节、模型上盖、压力传感器和喷流口；其中，底座的顶部与盒式天平的一端相连接；盒式天平的另一端与攻角垫块的底部相连接；攻角垫块的顶部与腹部支撑的一端相连接；腹部支撑的另一端与试验模型相连接；柔性节的一端与腹部支撑的通气管路相连通；柔性节的另一端与喷流口的一端相连接，喷流口的另一端与试验模型的尾端的内壁相连接；压力传感器设置于喷流口上；模型上盖与试验模型的顶部开口相连接。本发明不仅解决了高压气源喷流系统和天平测量系统相互干涉难题，而且提高了喷流气体的压力精度，同时结构简单、便于加工。
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