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公开(公告)号：CN114985127A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210830442.3
申请日：2022-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种改变射流形状的方法包括：当需要维持非圆射流的射流形状时，在非圆射流的喷口尖部安装第一导流单元；当需要将圆形射流改为非圆射流时，在圆形射流的喷口安装第二导流单元；所述第一导流单元和第二导流单元均为流线型导流单元。本发明通过在喷口安装流线型导流单元来实现既可以有效维持非圆射流的形状，又可以将圆形射流改变为非圆射流。
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公开(公告)号：CN112197933B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011431504.0
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供一种可调宽度的开口射流风洞驻室及开口射流风洞试验方法，所述驻室包括喷口、射流试验段和收集器，所述驻室为可调宽度驻室。经过大量试验、数值模拟和系统的理论分析对本发明的可调宽度驻室进行验证，本发明的可调宽度驻室能够在所需试验风速条件下通过减小或增加驻室宽度将共振移至其它风速，避免边缘音反馈与驻室宽度方向的平面压力驻波发生共振，达到消除所需试验风速条件下的低频压力振荡的目的，从而能够满足先进飞行器或高速列车等对开口射流风洞高试验风速的需求。
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公开(公告)号：CN105865742B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201610210207.0
申请日：2016-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明公开一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机和航空发动机模拟器，所述喷管转向系统包括控制器、电机、传动机构、转向机构和收扩喷口；所述控制器与所述主控计算机相互通信，所述控制器的输出端连接所述电机的控制端口；所述电机通过传动机构带动转向机构运动，由转向机构带动收扩喷口偏转，实现飞机模型发动机尾喷管的全向可控偏转。本发明所提出的系统能够满足有关推力矢量技术相关的风洞试验需要，自动调节矢量喷管的偏转，且试验效率高。
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公开(公告)号：CN105865742A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610210207.0
申请日：2016-04-07
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/02
CPC classification number: G01M9/02
Abstract: 本发明公开一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机和航空发动机模拟器，所述喷管转向系统包括控制器、电机、传动机构、转向机构和收扩喷口；所述控制器与所述主控计算机相互通信，所述控制器的输出端连接所述电机的控制端口；所述电机通过传动机构带动转向机构运动，由转向机构带动收扩喷口偏转，实现飞机模型发动机尾喷管的全向可控偏转。本发明所提出的系统能够满足有关推力矢量技术相关的风洞试验需要，自动调节矢量喷管的偏转，且试验效率高。
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公开(公告)号：CN105258912A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510776333.8
申请日：2015-11-13
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种基于内式天平的低速风洞模型试验支撑装置，包括支撑支杆，所述支撑支杆的连接头为开口向上的U形结构，U形结构的两个竖直边上分别设置有圆柱销孔，所述U形结构内设置有过渡连接件，所述过渡连接件为筒形结构，一端开口，另一端为法兰结构，过渡连接件的侧面上设置有圆柱销孔，圆柱销依次穿过U形结构和过渡连接件上的圆柱形孔将过渡连接件固定在U形结构内。采用本发明的结构既能满足内式天平的使用也能满足外式天平的使用，在风洞试验中实现了一套支撑装置满足不同需求的试验要求，不用在试验过程中因使用而更换支撑装置。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114985127B
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210830442.3
申请日：2022-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明提供一种改变射流形状的方法包括：当需要维持非圆射流的射流形状时，在非圆射流的喷口尖部安装第一导流单元；当需要将圆形射流改为非圆射流时，在圆形射流的喷口安装第二导流单元；所述第一导流单元和第二导流单元均为流线型导流单元。本发明通过在喷口安装流线型导流单元来实现既可以有效维持非圆射流的形状，又可以将圆形射流改变为非圆射流。
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公开(公告)号：CN111721493B
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202010584908.7
申请日：2020-06-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置，包括机身模型、机身模型天平、主旋翼、主旋翼驱动系统、变桨距机构、主旋翼天平、扭矩天平、尾桨和支撑系统，机身模型内设置尾桨天平、尾桨电机、尾桨传动机构；机身模型内设置第一刚性底板和基座，尾桨电机和尾桨传动机构通过基座与尾桨天平的浮动端连接，尾桨固定安装在尾桨传动机构的输出轴上，与机身模型的空间位置始终保持不变；尾桨电机和尾桨传动机构不与其它部件接触；支撑系统带动机身模型、主旋翼和尾桨的位置和姿态同时变化。采用本发明的一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置，实现了试验过程中机身模型、主旋翼和尾桨的位置和姿态同时变化。
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公开(公告)号：CN111721493A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN202010584908.7
申请日：2020-06-24
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置，包括机身模型、机身模型天平、主旋翼、主旋翼驱动系统、变桨距机构、主旋翼天平、扭矩天平、尾桨和支撑系统，机身模型内设置尾桨天平、尾桨电机、尾桨传动机构；机身模型内设置第一刚性底板和基座，尾桨电机和尾桨传动机构通过基座与尾桨天平的浮动端连接，尾桨固定安装在尾桨传动机构的输出轴上，与机身模型的空间位置始终保持不变；尾桨电机和尾桨传动机构不与其它部件接触；支撑系统带动机身模型、主旋翼和尾桨的位置和姿态同时变化。采用本发明的一种具有独立尾桨装置的直升机组合模型风洞试验装置，实现了试验过程中机身模型、主旋翼和尾桨的位置和姿态同时变化。
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公开(公告)号：CN110261057A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910594533.X
申请日：2019-07-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统，包括机身模型，机身模型天平，主旋翼，主旋翼驱动系统，变桨距机构，主旋翼天平，扭矩天平，尾桨，尾桨驱动系统，尾桨天平，支撑系统，控制系统和测量系统；通过所述支撑系统控制试验过程中组合模型的姿态；所述控制系统通过控制主旋翼驱动系统、变桨距机构以及尾桨驱动系统的运动来实现风洞试验需要的主旋翼转速、主旋翼桨距和尾桨转速；所述测量系统通过主旋翼天平和扭矩天平获得主旋翼的气动载荷、通过尾桨天平获得尾桨的气动载荷、通过机身模型天平获得机身模型的气动载荷。本发明适于开展旋翼/尾桨干扰特性研究，并提高了试验的精准度。
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公开(公告)号：CN112197933A
公开(公告)日：2021-01-08
申请号：CN202011431504.0
申请日：2020-12-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 , 空气动力学国家重点实验室
Abstract: 本发明提供一种可调宽度的开口射流风洞驻室及开口射流风洞试验方法，所述驻室包括喷口、射流试验段和收集器，所述驻室为可调宽度驻室。经过大量试验、数值模拟和系统的理论分析对本发明的可调宽度驻室进行验证，本发明的可调宽度驻室能够在所需试验风速条件下通过减小或增加驻室宽度将共振移至其它风速，避免边缘音反馈与驻室宽度方向的平面压力驻波发生共振，达到消除所需试验风速条件下的低频压力振荡的目的，从而能够满足先进飞行器或高速列车等对开口射流风洞高试验风速的需求。
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