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公开(公告)号：CN119935477A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411873213.5
申请日：2024-12-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种获得细长旋成体大攻角下可重复试验结果的装置，包括头尖、头身、弹身、紧固件和扰流凸起物；所述头尖下游与所述头身上游连接，通过紧固件将所述头尖固定在所述头身上，所述头身下游与所述弹身上游相连接；所述头尖表面固定有所述扰流凸起物；通过在所述头尖上固定所述扰流凸起物，让所述扰流凸起物引起的扰动成为影响非对称分离的主导因素，屏蔽掉来流不规则扰动带来的不确定影响，获得细长旋成体大攻角下可重复试验结果；通过改变所述头尖相对所述头身的旋转角度，研究头尖滚转角变化对非对称分离的影响，研究非对称分离的双稳态特性。本发明解决了细长旋成体非对称分离特性研究中试验结果不可重复的技术问题。
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公开(公告)号：CN119688229A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411890241.8
申请日：2024-12-20
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及实验装置技术领域，尤其是涉及一种用于变喷管开度的喷流干扰试验模型装置。用于变喷管开度的喷流干扰试验模型装置包括模型喷管段、内管路和堵锥；模型喷管段内部有一空腔作为贮室，模型喷管段有型面喷管，所述喷管段在喷管对侧的轴线方向有堵锥安装孔；贮室内设置有内管路，内管路在喷管轴线方向有内锥孔；堵锥的后端与堵锥安装孔拆卸连接，前端位于喷管内，堵锥前端和后端之间的部分区域位于内锥孔内；用于变喷管开度的喷流干扰试验模型装置包括多个不同的堵锥。本发明能够在一套基准模型上通过更换不同的喷管堵锥，实现喷管开度的快速更换，节约了模型加工的成本，也便于风洞试验实施。
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公开(公告)号：CN119901443A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411983855.0
申请日：2024-12-31
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本公开提供了一种用于飞行器头部环缝的流场气动特性风洞试验方法。该方法包括：构建等效缩比试验模型；确定等效缩比试验模型的流场气动特性；构建简化试验模型；确定简化试验模型的流场气动特性；确定两个模型中相同位置的表面压力分布差别是否在预设范围内，在表面压力分布差别处于预设范围内的情况下，以简化试验模型作为飞行器头部的试验模型，以开展风洞试验。本公开构建飞行器头部的等效缩比试验模型，并利用圆形喷口对环缝进行简化，通过分析两种试验模型的流场气动特性，使用与等效缩比试验模型具有相同流场气动特性的简化试验模型进行风洞试验，以作为飞行器头部的风洞试验结果，便于进行后续优化流程实现。
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公开(公告)号：CN119915475A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202411972375.4
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及喷流脉动压力测量试验技术领域，尤其是涉及一种测量喷流自身脉动压力的装置。测量喷流自身脉动压力的装置的贮室左端留有高压气源连接口，贮室上端与所述喷管下端连接，贮室与喷管之间密封连接；贮室侧壁安装有脉动压力传感器和压力表，喷管出口侧壁安装有脉动压力传感器。贮室和喷管可进行拆装组合，通过更换不同喷管或是不同贮室，实现多样的测量目标。本发明提供了一套独立于试验模型的装置，装置采用内腔型面与试验模型保持一致的贮室、喷管，对二者的构造、连接方式进行了精心设计，在贮室侧壁和喷管出口侧壁安装了脉动压力传感器，解决了在带喷流的脉动压力测量试验中难以在模型上布置传感器来单独测量喷流自身脉动压力的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119901442A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411983849.5
申请日：2024-12-31
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本公开提供了一种连续变推力的喷流干扰风洞试验方法及系统。方法包括：确定来流条件和试验喷流参数；构建连续变推力试验系统；对连续变推力试验系统进行低压环境喷管推力标定试验；建立变推力喷流测力试验模型；开展连续变推力喷流干扰风洞试验，获得连续变推力条件下变推力喷流测力试验模型的喷流干扰风洞试验结果。本公开通过对连续变推力喷流发生装置和喷流控制系统的设计和构建，结合标定得到的喷管推力和喷流流量之间的关联关系，即可在试验过程中实现推力的连续变化，完成连续变推力条件下对变推力喷流测力试验模型的喷流干扰风洞试验的数据采集和试验结果获取，为可回收火箭等连续变推力飞行器主发动机逆向喷流干扰效应开展测力试验研究。
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公开(公告)号：CN115824571A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211608439.3
申请日：2022-12-14
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种确定喷流干扰测压风洞中测压管路尺寸的试验装置和方法，其结构包括抽低压试验件、真空泵、压力表和若干测压管路，所述抽低压试验件分别与所述真空泵和所述压力表连接，所述抽低压试验件还与不同尺寸的所述测压管路连接，每一个所述测压管路的另一端与压力传感器连接。本发明的装置形式简单，便于操作，本方法确定的测压管路可以确保喷流干扰流场低压区测量结果不失真，并尽可能有利于风洞试验条件的模型、压力传感器的安装工作。本发明的测压管路参数确定方法同样适用于其他含低压区的压力分布测量试验。
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公开(公告)号：CN119756764A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411890250.7
申请日：2024-12-20
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本说明书实施例提供了一种风洞的喷流干扰测力试验方法、装置及存储介质，其中，方法包括：预先设置风洞试验模型的攻角或侧滑角，开启引射器和主气源，进行无喷试验，得到无喷气动数据；进一步开启喷流，进行有喷试验，得到有喷气动数据；关闭主气源，将所述攻角或侧滑角回零，进行喷管推力标定试验，设定所述引射器工作时间不超过预设值，得到喷管推力标定数据；以及根据所述无喷气动数据、所述有喷气动数据和所述喷管推力标定数据，得到喷流气动干扰因子。从而能够在同一风洞运行车次中有喷、无喷及喷管推力标定三类试验，并最终获得喷流气动干扰因子，提高了试验效率，使试验更加快捷简单。
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公开(公告)号：CN117824987A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311824028.2
申请日：2023-12-27
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多姿控喷流干扰试验的模型，包括模型主体、设置到模型主体第一端的共用贮室、主气路、多个分支气路、多个姿控喷嘴以及多个密封组件，其中，主气路与共用贮室连通，用于传输高压气流；多个分支气路开设于模型主体的侧壁，每个分支气路的第一端与共用贮室连通，分支气路的第二端贯通模型主体；多个姿控喷嘴一一对应地连通到多个分支气路；多个密封组件一一对应地插设到多个分支管路的第二端，用于封堵和打开姿控喷嘴。该实施方式通过密封组件封堵或者开启对应的姿控喷嘴能够适配多工况姿控喷流干扰试验，大幅提高了试验效率。
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公开(公告)号：CN117824986A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311420145.2
申请日：2023-10-30
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轨控喷流干扰风洞测力试验的模型装置，最外层模型头部、模型中段、模型喷管段、模型后段依次连接，最内层为气路连接头与通气管路连接，中间层为模型中段、天平、模型支杆依次连接；模型头部，为锥形壳体，底部与模型中段固定密封连接，形成头部气腔；气路连接头，位于头部气腔内，底部与模型中段固定连接，内设有通孔，通孔与头部气腔相通；模型喷管段与模型中段薄壁圆筒之间形成环形空腔，侧壁上设有型面喷管；模型中段大端设有用于通气的周向均匀布置的小孔，所述小孔延伸到所述薄壁圆筒端面处，用于联通头部气腔与环形空腔；通气管路内的气体通过气路连接头中间的通孔进入到头部气腔，通过模型中段大端周向均匀布置的小孔进入到环形空腔内，再通过模型喷管段的喷管横向喷出。
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