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公开(公告)号：CN109238648A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811264867.2
申请日：2018-10-29
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明提供一种反推力PIV试验高压示踪粒子投放装置，包括高压示踪粒子发生器高压管路，并且还包括高压喷嘴和稳压筛孔装置，高压示踪粒子发生器与高压喷嘴连接，高压喷嘴通过高压管路与稳压筛孔装置连接，稳压筛孔装置喷出带示踪粒子的高压气体。本装置喷出的示踪粒子具有大小适中、均匀性好、跟随性优良等特点，可以真实反映短舱出口的流场特性，为研究反推力短舱的再吸入问题提供可靠保障。本发明还可以应用于如推力矢量、进排气动力模拟试验中，其应用前景十分广阔，对于研究反推力短舱再吸入问题具有非常重要的现实意义。
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公开(公告)号：CN108072502A
公开(公告)日：2018-05-25
申请号：CN201711286107.7
申请日：2017-12-07
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种风洞支撑干扰量测量的试验方法，包括建立横向试验和纵向试验支架干扰量的气动力系数模型，通过数学建模的结合风洞试验数据处理方法，利用部分支架干扰试验结果建立数学模型从而得到整个模型不同状态的全部支架干扰量数据库。缩短支架干扰试验在整个风洞试验中的所占时间比例，节约时间成本；缩短支架干扰试验的试验量，节约经济成本；得到的支架干扰量数据，避免了部分支架干扰量跳动引起的对于全机试验数据的不良影响。
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公开(公告)号：CN110672299A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201911080794.6
申请日：2019-11-07
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明的目的是提供一种基于涵道尾桨风洞试验的桨叶角角度测量调整装置，包括固定盘、测量台和转盘，所述的固定盘与桨毂固定连接，所述的测量台与固定盘互相垂直固定连接，测量台的内部设置有圆形凹槽，转盘安装于该圆形凹槽中，并能够在该圆形凹槽内转动，转盘以桨叶转轴为圆心开有镂空的槽，桨叶能够穿过该槽；并且转盘表面径向开有滑道，该滑道内安装有桨叶角度固定件，桨叶角度固定件在滑道内调整位置后固定，从而将桨叶与转盘的相对位置固定；测量台和转盘相对应的圆弧上均布置有刻度线。本装置可以精确测量桨叶角的角度变化，为桨叶角度调整提供试验依据，满足试验要求，从而实现风洞涵道尾桨气动特性试验研究。
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公开(公告)号：CN108036081A
公开(公告)日：2018-05-15
申请号：CN201711068601.6
申请日：2017-11-02
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
CPC classification number: F16K11/22 , F16K31/0603
Abstract: 本发明属于风洞试验技术，涉及一种风洞高精度流量调节阀。其特征在于：它包括阀体(2)、安装在阀体(2)上的10路至20路结构相同的流道、控制气路和控制柜。本发明提出了一种风洞高精度流量调节阀，大大提高了模拟调节阀流量控制精度，满足了动力模拟风洞试验高精度流量调节的需要。
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公开(公告)号：CN107436219A
公开(公告)日：2017-12-05
申请号：CN201710649968.0
申请日：2017-08-02
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: G01M9/00
CPC classification number: G01M9/00
Abstract: 一种非常规布局形式进排气管路装置，能够用于带复杂内部管路布局设计的飞机模型进行进排气动力模拟风洞试验，包括进气道、2个压力传感器、引射器、扩散管、旁路抽吸管路、温度传感器和尾喷管，引射器、扩散管和旁路抽吸管路安装在模型内部核心支撑件内，进气道与引射器连接，引射器与扩散管连接，扩散管与旁路抽吸管路连接，旁路抽吸管路与尾喷管连接，被引射气流从进气道进入，压缩空气从引射器进入，旁路抽吸管路利用管路内外压差自由引流，进气道上安装有第一压力传感器，尾喷管上安装有第二压力传感器和温度传感器。旁路抽吸管路上设置有流量调节孔板，本装置模拟程度高，气密性好，可操作性强，应用到进排气动力模拟风洞试验中运行稳定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107436219B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN201710649968.0
申请日：2017-08-02
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 一种非常规布局形式进排气管路装置，能够用于带复杂内部管路布局设计的飞机模型进行进排气动力模拟风洞试验，包括进气道、2个压力传感器、引射器、扩散管、旁路抽吸管路、温度传感器和尾喷管，引射器、扩散管和旁路抽吸管路安装在模型内部核心支撑件内，进气道与引射器连接，引射器与扩散管连接，扩散管与旁路抽吸管路连接，旁路抽吸管路与尾喷管连接，被引射气流从进气道进入，压缩空气从引射器进入，旁路抽吸管路利用管路内外压差自由引流，进气道上安装有第一压力传感器，尾喷管上安装有第二压力传感器和温度传感器。旁路抽吸管路上设置有流量调节孔板，本装置模拟程度高，气密性好，可操作性强，应用到进排气动力模拟风洞试验中运行稳定。
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公开(公告)号：CN104859845A
公开(公告)日：2015-08-26
申请号：CN201510260691.3
申请日：2015-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种机翼射流流动控制机构，包括气源、调节阀、流量计、供气管路、机身组件、机翼组件、腔体和缝道；腔体包括下内腔体、下立板、下外腔体、隔板、上内腔体、上立板、上外腔体；气源固定于机身组件上，腔体固定于机翼组件上，腔体上端与供气管路末端连接，机翼组件背风面流动分离点附近开有缝道，缝道与腔体相连通；下立板、隔板、上立板位于腔体中间，将腔体分为下内腔体、下外腔体、上内腔体和上外腔体；工作时，高压气体经气源流出，经调节阀和流量计后由供气管路进入飞行器模型内部的下外腔体，经隔板进入上外腔体，经缝道从机翼背风面流出，进入流场进行流动控制。本发明能够明显改善机翼流动分离，增大升力系数、推迟失速迎角。
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公开(公告)号：CN117629565A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311417050.5
申请日：2023-10-30
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种进气道风洞试验五孔探针旋转测量装置，属于风洞试验领域，包括驱动电机、旋转测量段、前端及后端静止连接段，四只五孔探针测量耙和一只动态压力测量耙，旋转测量段内部带有中心锥体，前端静止连接段和后端静止连接段分别通过格莱圈与旋转测量段实现动静交界面密封，驱动电机带动旋转测量段旋转，四只五孔探针测量耙和一只动态压力测量耙的靶座均固定在旋转测量段的外侧壁上，在旋转测量段的前方为圆形测量面，四只五孔探针测量耙的测量端均位于测量面上，并呈“十”字形布置，用于测量进气道的稳态压力和速度分布，旋转测量装置仅需要一个周向自由度，即可实现测量截面性能测量。具有定位精度高，整体密封性好，结构简单，易于实现的优点。
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公开(公告)号：CN107462291A
公开(公告)日：2017-12-12
申请号：CN201710649975.0
申请日：2017-08-02
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 一种高精度高压气体流量测量与控制装置，包括直线运动单元、控制探针、控制喷嘴和均速管流量计单元，所述的直线运动单元包括外壳、电机、减速器、联轴器、丝杠、套筒、螺母、导向和位移传感器，丝杠与螺母螺纹连接，套筒与螺母固定连接，套筒与外壳内腔间隙配合，导向件与外壳上的槽滑动连接，导向件与套筒固定连接，位移传感器位于导向件上，套筒做往复直线运动；所述的控制探针与套筒固定连接，套筒带动控制探针往复直线运动伸入到控制喷嘴内，使得控制探针在控制喷嘴喉道处产生不同截面积；控制喷嘴的气体出口端通过管路与均速管流量计单元连接。本装置流量测量与控制精准度高，气密性好，可操作性强，应用到动力模拟风洞试验中运行稳定。
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公开(公告)号：CN104859845B
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201510260691.3
申请日：2015-05-16
Applicant: 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种机翼射流流动控制机构，包括气源、调节阀、流量计、供气管路、机身组件、机翼组件、腔体和缝道；腔体包括下内腔体、下立板、下外腔体、隔板、上内腔体、上立板、上外腔体；气源固定于机身组件上，腔体固定于机翼组件上，腔体上端与供气管路末端连接，机翼组件背风面流动分离点附近开有缝道，缝道与腔体相连通；下立板、隔板、上立板位于腔体中间，将腔体分为下内腔体、下外腔体、上内腔体和上外腔体；工作时，高压气体经气源流出，经调节阀和流量计后由供气管路进入飞行器模型内部的下外腔体，经隔板进入上外腔体，经缝道从机翼背风面流出，进入流场进行流动控制。本发明能够明显改善机翼流动分离，增大升力系数、推迟失速迎角。
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