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公开(公告)号：CN114282326B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202210200467.5
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G16C60/00 , G16C10/00 , G01M9/04 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，公开了一种用于高超声速风洞轴对称喷管的结构设计方法。该结构设计方法包括以下步骤：气动分段设计，结构分段设计，加工分段设计，各段力学分析，各段材料选择，各段加工精度、同轴度、阶差、粗糙度和缝隙精度指标、各段冷却方式和喷管与试验段密封连接。该结构设计方法是一种能够确保高超声速风洞轴对称喷管达到国军标中高超声速风洞喷管速度场品质要求的结构设计方法；能够减少设计、加工过程的风险。该结构设计方法已经在Ф0.5m量级、Ф1m量级和Ф2m量级的高超声速风洞轴对称喷管设计中得到应用，获得的喷管速度场均匀区内的最大马赫数偏差均小于1%，满足国军标的要求。
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公开(公告)号：CN114282326A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210200467.5
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G16C60/00 , G16C10/00 , G01M9/04 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，公开了一种用于高超声速风洞轴对称喷管的结构设计方法。该结构设计方法包括以下步骤：气动分段设计，结构分段设计，加工分段设计，各段力学分析，各段材料选择，各段加工精度、同轴度、阶差、粗糙度和缝隙精度指标、各段冷却方式和喷管与试验段密封连接。该结构设计方法是一种能够确保高超声速风洞轴对称喷管达到国军标中高超声速风洞喷管速度场品质要求的结构设计方法；能够减少设计、加工过程的风险。该结构设计方法已经在Ф0.5m量级、Ф1m量级和Ф2m量级的高超声速风洞轴对称喷管设计中得到应用，获得的喷管速度场均匀区内的最大马赫数偏差均小于1%，满足国军标的要求。
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公开(公告)号：CN114279671B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210200466.0
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。
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公开(公告)号：CN114279671A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202210200466.0
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。
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