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公开(公告)号：CN112098036A
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN202011316540.2
申请日：2020-11-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种风洞试验叶片支撑装置干涉力校准装置及方法，所述干涉力校准装置包括：校准天平、尾支杆、轴向力加载装置、以及法向力加载装置；校准天平的前端与试验模型连接，校准天平的后端与尾支杆的前端连接；尾支杆的后端与轴向力加载装置连接；法向力加载装置与尾支杆的侧壁连接。本发明通过所述干涉力校准装置以及测力天平可以测得试验模型与叶片支撑装置之间的干涉力量值，风洞试验后在试验数据中扣除所述干涉力量值，从而可较好地避免试验模型与叶片支撑装置间隙太大带来较大的气动干扰，同时又可有效扣除干涉力。
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公开(公告)号：CN109946036A
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201910255393.3
申请日：2019-04-01
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种高速风洞测力测压一体化试验方法，采用应变片粘贴于测压支杆表面，利用测压支杆受力之后发生的形变来测量模型所受到的气动力，从而在保证测压数据量不减小的前提下实现测力和测压。本发明的效果是：基于传统风洞测压模型，通过简易的测力元件实现测力和测压同步进行，在不减少测压数据量的前提下得到同步测力数据，避免了人为协调处理测力测压结果导致的误差，与此同时，利用测力数据可以对模型弹性角进行修正，从而得到更准确的模型姿态角,弹性角修正方法与传统测力试验时采用的方法一样，先通过标准砝码加载得到不同载荷下的弹性角，从而拟合得到弹性角随载荷变化的修正公式，进而可以根据风洞试验时的测力值反算弹性角大小。
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公开(公告)号：CN105424311B
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201510759158.1
申请日：2015-11-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/06
Abstract: 本发明提供了一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法。该试验方法包括以下步骤：a.加工制作出大长细比带尾舵旋成体飞行器的模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ；b.模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ分别进行风洞试验，获得模型Ⅰ、模型Ⅱ、模型Ⅲ的六分量风洞测力试验数据；c.采用数据修正方法修正步骤b的六分量风洞测力试验数据，得到大长细比带尾舵旋成体飞行器六分量气动数据。本发明的大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法能够在现有风洞试验条件下开展大长细比带尾舵旋成体飞行器模型的风洞测力试验，获得可靠的大长细比带尾舵旋成体飞行器气动数据，该试验方法可推广应用于类似形状的大长细比飞行器。
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公开(公告)号：CN104691743A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201510115871.2
申请日：2015-03-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C9/00
Abstract: 本发明公开了一种应用于飞翼布局航向控制的嵌入式操纵面。该嵌入式操纵面后掠角范围为40°～70°。打开操纵面时，操纵面上的侧向力和阻力量级相当，可产生大小量级相当、方向相同的偏航力矩，可实现飞翼布局的航向控制。与常规嵌入面相比,航向控制时全机的阻力增量显著减小。
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公开(公告)号：CN113358320A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110911765.0
申请日：2021-08-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。该试验方法使用的试验装置的支杆与外置的高速风洞高压气源连通，支杆上连接喷管，喷管经模型内腔伸出模型前端，模型内腔和模型底部空腔的不同截面上布置有若干测压点；喷管与模型之间具有隔离缝隙，模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值大于等于30。该试验方法取消传统喷流试验中迷宫槽、波纹管等物理密封装置，通过增大模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值，形成准静态的气密封腔，再通过模型内腔压力的实时测量对模型轴向力进行修正，减小了隔离缝隙窜流对试验结果的影响，又避免了大迎角下喷管与模型碰撞，增大了有效试验迎角范围，减小了加工装配难度，降低了试验成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111947879A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010893851.9
申请日：2020-08-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及飞行器气动试验技术领域，公开了一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括内设有空腔的箭体模型；箭体模型尾部设置有多个高速喷管，箭体模型外设置有高压气源，高压气源上连接有多个进气软管，高速喷管的进口端通过导流器与进气软管连通；箭体模型同轴固定有支杆，支杆一端伸出箭体模型外并与风洞内的姿态控制机构连接，另一端安装有杆式应变天平。本发明通过在风洞中模拟箭类的外部流场，利用高压气源模拟动力源，通过箭体模型内置管路和高速喷管模拟反推发动机排气效果，通过箭体模型及风洞姿态控制机构模拟箭类的运动姿态，通过杆式应变天平获取箭体模型的整体的气动力和力矩，尽量真实模拟火箭第一级的返回过程获取有价值的气动数据。
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公开(公告)号：CN108100212A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201810084045.X
申请日：2018-01-29
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机，采用背负式进气道、有人驾驶的重型双发布局，包括机翼和尾翼，其特征在于所述机翼的后掠角可以变化，所述尾翼在两个自由角度上进行偏转；机翼的自适应变后掠能够满足战斗机经济巡航和高速突防要求，提升全机的整体气动性能；多功能变体尾翼收拢时能够保持全机为典型的飞翼布局，保持高升阻比的同时也具有较好的雷达隐身能力，当起降或机动飞行时，变体尾翼打开用于阵风和航向控制，从而解决了小展弦比飞翼布局战斗机的航向控制问题。
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公开(公告)号：CN105366033A
公开(公告)日：2016-03-02
申请号：CN201510758951.X
申请日：2015-11-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C5/14 , B64C31/02 , B64C31/028
CPC classification number: B64C5/14 , B64C31/02 , B64C31/028
Abstract: 本发明提供了一种滑翔类飞行器的机翼非对称后掠滚转控制方法，该滚转控制方法利用滑翔类飞行器的较大展弦比机翼，通过较大展弦比机翼的非对称后掠产生的法向力差量，实现滚转控制。本发明的滑翔类飞行器的机翼非对称后掠滚转控制方法的滚转控制效率较传统的尾舵控制方法大幅增加，可推广应用于类似布局的飞行器的滚转控制。
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公开(公告)号：CN105235889A
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201510665447.5
申请日：2015-10-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种飞行器自适应菱形翼布局，所述的飞行器自适应菱形翼布局包括机头、机尾、机翼、发动机、任务舱、连接臂、铰链、操纵舵。机翼有4个，前后呈菱形排布；连接臂有4个，可伸缩，呈横向、纵向的十字交叉排布。机头与机翼通过铰链连接；机尾与机翼通过铰链连接；发动机与机翼通过铰链连接；任务舱通过可伸缩的连接臂与机头、机尾、发动机连接，任务舱能够根据任务需求更换；机翼上有操纵舵用于飞行姿态的控制。通过伸缩连接臂即可实现机翼后掠角和前掠角的改变，获得与不同飞行速度相适应的菱形翼布局，提高气动性能。本发明的飞行器自适应菱形翼布局具有结构简单可靠、成本低、用途多样的优点。
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公开(公告)号：CN111947879B
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202010893851.9
申请日：2020-08-31
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及飞行器气动试验技术领域，公开了一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括内设有空腔的箭体模型；箭体模型尾部设置有多个高速喷管，箭体模型外设置有高压气源，高压气源上连接有多个进气软管，高速喷管的进口端通过导流器与进气软管连通；箭体模型同轴固定有支杆，支杆一端伸出箭体模型外并与风洞内的姿态控制机构连接，另一端安装有杆式应变天平。本发明通过在风洞中模拟箭类的外部流场，利用高压气源模拟动力源，通过箭体模型内置管路和高速喷管模拟反推发动机排气效果，通过箭体模型及风洞姿态控制机构模拟箭类的运动姿态，通过杆式应变天平获取箭体模型的整体的气动力和力矩，尽量真实模拟火箭第一级的返回过程获取有价值的气动数据。
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