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公开(公告)号：CN117890063B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410295397.5
申请日：2024-03-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法。包括以下步骤：确定压力测试段使用工况；确定压力测试段总体结构；确定壳体的结构、加工工艺和材料；确定梳状耙的加工工艺和材料；确定壳体外罩的加工工艺和材料；进行梳状耙强度校核；进行压力测试段安装接口设计。本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法能够适应使用工况要求，采用整体锻造加工工艺，获得的压力测试段能够满足进气道与发动机相容性评定要求，具有内流道中无紧固件、结构可靠性高，避免了进发直连高载荷和高振环境中中异物打伤发动机的风险。
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公开(公告)号：CN118010296A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410420434.0
申请日：2024-04-09
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超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，涉及高速空气动力试验设备设计领域，包括：与风洞的投放机构框架相连的支撑平台；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向上游一侧的模型支撑装置；设置在支撑平台的上方，并靠近顺气流方向下游一侧的发动机台架；所述支撑平台沿顺气流方向下游设计用于满足投放距离的转折台。本发明提供一种用于超声速进发直连风洞试验的支撑系统及设计方法，该支撑系统采用模块化结构，便于组装出适合超声速进发直连风洞试验和前导进气道试验的试验系统，同时以投放方式进入超声速流场，减小流场建立难度和超声速速气流对模型和发动机的冲击。
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公开(公告)号：CN116086762B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310203588.X
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 尹疆 , 白本奇 , 林学东 , 曾利权 , 李建强 , 凌忠伟 , 罗太元 , 祖孝勇 , 叶城 , 徐来武 , 蒋明华 , 李聪健 , 田嘉懿 , 黄昊宇 , 刘为杰 , 何川 , 吴琦 , 夏语
Abstract: 本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，公开了超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。该自由射流试验装置沿气流方向依次包括顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统。该三声速自由射流试验装置的试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，具备超声速试验中马赫数实时连续变化能力，能够承担多种类型特殊空气动力学地面试验模拟任务。
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公开(公告)号：CN116086762A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310203588.X
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Inventor： 尹疆 , 白本奇 , 林学东 , 曾利权 , 李建强 , 凌忠伟 , 罗太元 , 祖孝勇 , 叶城 , 徐来武 , 蒋明华 , 李聪健 , 田嘉懿 , 黄昊宇 , 刘为杰 , 何川 , 吴琦 , 夏语
Abstract: 本发明属于高速空气动力地面模拟试验设备领域，公开了超声速试验中连续变马赫数的三声速自由射流试验装置。该自由射流试验装置沿气流方向依次包括顺序连接的主进气管路与阀门系统、大开角段、稳定段、收缩段、喷管段、试验舱、超扩段、引射器、扩散段和小孔排气段，以及连接气源与引射器的引射进气管路与阀门系统。该三声速自由射流试验装置的试验马赫数范围覆盖亚跨超速域，允许试验模型堵塞度大，高度模拟能力强，具备超声速试验中马赫数实时连续变化能力，能够承担多种类型特殊空气动力学地面试验模拟任务。
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公开(公告)号：CN115420456A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202211381651.0
申请日：2022-11-07
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 , G01M13/003
Abstract: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种基于不同压比条件的环状缝隙阀门特性分段修正方法。该方法首先在高气源压力和低气源压力条件下通过阀门阶梯运动分别获得低压比修正点、高压比修正点；然后分别获得低压比修正曲线和高压比修正曲线；再通过合理方式对高压比修正点和低压比修正点进行拟合连接；最后得到低压比修正点之下的低压比修正曲线、高压比修正点和低压比修正点之间的拟合曲线、高压比修正点之上的高压比修正曲线，舍去实际试验过程中不会使用到的低于对应最高气源压力的压比和高于对应截止压力的压比后，将三段曲线重新拟合得到新的高精度修正曲线。该方法能够得到相比于单次修正精度更高的修正曲线。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115014792B
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210941367.8
申请日：2022-08-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种动态和稳态畸变指数比例可调型畸变发生装置及配置方法，属于航空航天技术领域，包括：密封盒，其一体封闭设置在待测试的进气管道上；所述密封盒内腔与进气管道的横截面导通，还包括：多块间隔设置的插板，其分别可伸缩设置在所述密封盒内腔中，每块所述插板上端分别设置有通气孔。本发明通过对插板深度和开孔率这两个几何参数的控制来实现对动态畸变指数和稳态畸变指数的解耦控制；从而能在一定范围内控制畸变流场中动、稳态畸变指数的占比，从而使发动机稳定性评定中的进气畸变流场更接近发动机实际装机环境。
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公开(公告)号：CN114593889A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210500371.0
申请日：2022-05-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高速自由射流风洞试验技术领域，公开了一种获取大范围超声速射流均匀区静压匹配精度的方法。本发明的快速获取大范围超声速射流均匀区静压匹配精度的方法包括以下步骤：在高速自由射流风洞布置静压测点；确定风洞稳定段总压；采取定总压运行方式启动高速自由射流风洞；高速自由射流风洞运行稳定后，采集相关流场参数；关闭高速自由射流风洞；数据处理，获得静压匹配精度。本发明的快速获取大范围超声速射流均匀区静压匹配精度的方法思路简单、明确，理论依据充分，兼顾了马赫数变化需求和风洞压力控制性能要求，有助于准确获取高速自由射流风洞的超声速射流静压匹配精度，具有工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114185265B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210134989.X
申请日：2022-02-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大型开口射流风洞超声速定总压连续变马赫数控制方法。该控制方法采用总压前馈‑反馈的复合控制策略，前馈控制基于风洞调压阀调压特性曲线簇，根据风洞运行过程中实时喷管型面马赫数和气源压力，计算出喷管型面及气源压力变化所需的调压阀位移的补偿量，消除喷管型面变化和气源压力下降对总压带来的较大干扰；反馈控制采用增量式PID控制，根据总压的实时反馈，不断调节调压阀位移，实现总压闭环控制，抑制风洞运行过程中的随机干扰。该控制方法能够有效消除或抑制大型开口射流风洞超声速连续变马赫数试验过程中喷管型面和气源压力变化对总压控制造成的干扰，提高了总压控制的精准度、快速性及鲁棒性。
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公开(公告)号：CN118331077B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410772679.X
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，涉及飞行器自动控制研究领域，包括：在立尾受损飞行器横航向失稳失控情况下，基于建立的飞行器动力学模型和考虑发动机推力迟滞的发动机动力学模型，并对两者进行联立设计，确定在立尾受损情况下能实现恢复横航向稳定的最优控制输入。本发明提供了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，可在飞行器立尾损毁情况下，利用发动机反推动力进行差动控制，改善飞行器横航向不稳定特性，确保飞行器横航向稳定。
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公开(公告)号：CN118331077A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410772679.X
申请日：2024-06-17
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，涉及飞行器自动控制研究领域，包括：在立尾受损飞行器横航向失稳失控情况下，基于建立的飞行器动力学模型和考虑发动机推力迟滞的发动机动力学模型，并对两者进行联立设计，确定在立尾受损情况下能实现恢复横航向稳定的最优控制输入。本发明提供了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，可在飞行器立尾损毁情况下，利用发动机反推动力进行差动控制，改善飞行器横航向不稳定特性，确保飞行器横航向稳定。
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