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公开(公告)号：CN113602478B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202110142145.5
申请日：2021-02-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面，安装在飞行器机翼(1)的后缘，该流体控制舵面包括四个流体腔室和一个可局部转动的半圆形结构体(12)，其中，第一流体腔室(7)和第二流体腔室(10)，第三流体腔室(8)和第四流体腔室(9)分别关于舵面的中弧线呈轴对称分布；在第一流体腔室(7)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第一槽缝(4)，在第二流体腔室(10)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第二槽缝(11)；第三槽缝(13)或第四槽缝(6)通过转动半圆形结构体(12)被打开，第三槽缝(13)设置在第三流体腔室(8)的末端，第四槽缝(6)设置在第四流体腔室(9)的末端。
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公开(公告)号：CN112945500B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202110142245.8
申请日：2021-02-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 一种跨声速风洞堵塞度影响的模拟测量装置及方法，所述装置包括：轴向探测管、平板组件和半球壳体组件；当进行平板模型堵塞效应模拟时，将所述平板组件安装在轴向探测管上，所述平板组件包括一组等宽度的平板单元，通过对称的增加或拆除平板单元，实现不同堵塞度的模拟；当进行半球壳体模型堵塞效应模拟时，将所述半球壳体组件安装在轴向探测管上，所述半球壳体组件采用套筒型，包括不同直径的半球壳体，通过增加或拆除不同直径的半球壳体，实现不同堵塞度的模拟。本发明的方法相对于传统仅能获得空风洞的流场校测结果，可以对不同堵塞度模型影响下的流场品质进行校测，获得的试验结果可以对型号试验模型堵塞度对试验数据的影响进行修正。
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公开(公告)号：CN109946036B
公开(公告)日：2021-02-26
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：CN108100247A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201810083492.3
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: 本发明公开一种可收放垂直起降长航时无人飞行器布局，包括机身和对称设置在机身两侧的大展弦比机翼，所述机身的机头和机尾分别设置有可以倾转的涡桨发动机，所述机翼分为三段，机翼的一端与机身固定连接，机翼的另外两段可以沿着机身方向进行两次折叠；本发明采用大展弦比可折叠机翼、前后置可倾转涡桨发动机，使得该飞行器可实现舰艇部署，具备恶劣环境起降和短距离起降能力，具备高空长航时飞行能力，前后置可倾转涡桨发动机可有效规避单发故障。
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公开(公告)号：CN108100212B
公开(公告)日：2023-09-05
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115219146B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211051443.4
申请日：2022-08-31
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: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种用于高速风洞的双向平动假尾支装置及其调节方法。该双向平动假尾支装置采用内外三层嵌套结构，通过假尾支杆的纵向和横向两个平动自由度，兼顾试验模型的纵向移动和横向移动；通过尽量增大两个纵向导向柱之间的间距，或者增大两组横向导向柱之间的间距，有效降低了纵向或者横向机械间隙对运动位置精准度的影响，解决了机械装配误差需修正的问题。该双向平动假尾支装置的调节方法解决了假尾支杆转动带来的模型腔内前后间隙差异较大的问题，从而减小了试验误差。
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公开(公告)号：CN113358320B
公开(公告)日：2021-10-15
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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公开(公告)号：CN112098036B
公开(公告)日：2021-02-09
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：CN115219146A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202211051443.4
申请日：2022-08-31
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: 本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种用于高速风洞的双向平动假尾支装置及其调节方法。该双向平动假尾支装置采用内外三层嵌套结构，通过假尾支杆的纵向和横向两个平动自由度，兼顾试验模型的纵向移动和横向移动；通过尽量增大两个纵向导向柱之间的间距，或者增大两组横向导向柱之间的间距，有效降低了纵向或者横向机械间隙对运动位置精准度的影响，解决了机械装配误差需修正的问题。该双向平动假尾支装置的调节方法解决了假尾支杆转动带来的模型腔内前后间隙差异较大的问题，从而减小了试验误差。
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公开(公告)号：CN113602478A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110142145.5
申请日：2021-02-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于环量控制和垂直微喷流的流体控制舵面，安装在飞行器机翼(1)的后缘，该流体控制舵面包括四个流体腔室和一个可局部转动的半圆形结构体(12)，其中，第一流体腔室(7)和第二流体腔室(10)，第三流体腔室(8)和第四流体腔室(9)分别关于舵面的中弧线呈轴对称分布；在第一流体腔室(7)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第一槽缝(4)，在第二流体腔室(10)的末端和半圆形结构体(12)相切的方向设置第二槽缝(11)；第三槽缝(13)或第四槽缝(6)通过转动半圆形结构体(12)被打开，第三槽缝(13)设置在第三流体腔室(8)的末端，第四槽缝(6)设置在第四流体腔室(9)的末端。
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