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公开(公告)号：CN117566097A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311602536.6
申请日：2023-11-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64C23/06 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种基于磁控等离子体的涡流发生装置及设计方法，装置包括绝缘壳体，所述绝缘壳体的一个端面上设置有环形凹槽，所述环形凹槽内镶嵌有一体的阴极，所述环形凹槽的圆心处设置有贯穿绝缘壳体的凹孔，所述凹孔内设置有阳极，所述绝缘壳体内设置有圆柱形磁体，所述磁体沿着轴向具有两端贯穿的中空结构，所述中空结构与绝缘壳体的通孔轴向重叠，所述阴极的上表面、镶嵌阴极的绝缘壳体端面、阳极的上表面相互齐平，电源线从绝缘壳体的另一端穿过绝缘体与阳极和阴极连接；本发明在需要主动控制的工况时，通过开启该装置可实现流动主动控制，在不需要主动控制时，不耗费任何能量且不改变原有飞行器的流动特性，不增加原有飞行器的控制复杂性。
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公开(公告)号：CN108645591B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN201810677312.4
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种在跨声速风洞中适用于扁平融合体布局飞机的V型尾支撑装置，目的在于解决扁平融合体布局飞机进行风洞试验时，现有的直尾撑支撑装置、斜尾撑装置难以满足其跨声速风洞试验需求的问题。该V型尾支撑装置包括前段、等直段、第一扩张段、第二扩张段、后段、用于与风洞试验段连接头相连的后端连接段、测量平台。本发明设计一根V型内凹尾支杆，保证其前后段同轴，轴线与模型机身轴线重合，使其在试验过程中可以被视为“等效直支杆”；在支杆前段采用弯折式设计，降低模型后体破坏和支撑干扰的修正难度，使其兼具现有直尾撑、斜尾撑的技术优点并避免两种尾支撑的不足，从而实现扁平融合体飞机在跨声速风洞中的连接安装和载荷测量。
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公开(公告)号：CN108645592B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN201810680069.1
申请日：2018-06-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 跨声速风洞试验数据。本发明公开了一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置，目的在于解决采用单叶片腹部支撑装置或尾部支撑装置连接双机身飞行器时，存在风洞试验流场畸变和洞壁干扰左右不对称，或会导致连接部段破坏变形严重，导致试验数据失真且难以修正的问题。本发明在风洞试验段连接头上设计左右两根支臂，每根支臂前端分别安装一根连接叶片，每根连接叶片顶部均安装一根测力天平，左右两根天平分别与双机身飞行器模型的左右机身内部连接，对双机身飞行器左右部段气动力分别进行测(56)对比文件陈德华;尹陆平;吴文华;李建强;师建元;彭云.2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究.空气动力学学报.2009,(第05期),全文.
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公开(公告)号：CN116767522A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310847455.6
申请日：2023-07-11
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: B64U10/40
Abstract: 本发明涉及仿生飞行器技术领域，具体公开了一种仿鸟扑翼机构、控制方法及仿鸟飞行器，其中，仿鸟扑翼机构包括底座、转动安装在底座上的且绕X轴方向转动的仿鸟羽翼一、与仿鸟羽翼一转动配合且绕X轴和Y轴方向转动的仿鸟羽翼组件二、若干安装在仿鸟羽翼组件二和仿鸟羽翼一上的仿鸟羽毛、以及安装在底座上且与仿鸟羽毛分别连接的羽毛控制组件。一共公开了该仿鸟扑翼机构的控制方法、及基于仿鸟扑翼机构的仿生飞行器；本发明扑动频率高，升力大，能够减少来风对于飞行的影响，能够有效的提高飞行稳定性和飞行效率。
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公开(公告)号：CN111579207B
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202010290104.6
申请日：2020-04-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种风洞试验模型转捩带快速粘贴装置，所述快速粘贴装置至少包括滚轮和若干顶针，所述滚轮为圆柱状结构，所述顶针设置于所述滚轮的侧壁之上，且相邻顶针头部的间距与所述转捩带上相邻转捩单元的间距相等。本发明的风洞试验模型柱状转捩带快速粘贴装置，结构简单，加工制造成本低，使用简单方便，易于上手。采用滚轮的方式自动压紧转捩单元，节省工作时间，尤其对于发房内唇口、内涵道等操作空间狭小的部位，具有很大优势。因此本发明的风洞试验模型柱状转捩带快速粘贴装置能够有效提高转捩带粘贴效率，减少返工率，减少风洞试验准备时间，提高风洞试验质量效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112304561B
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202011144654.3
申请日：2020-10-23
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: 本发明公开了一种高速风洞内式天平短舱支撑试验装置，应用于含有外置发动机短舱的试验模型，所述试验装置包括内式天平、天平支杆和天平保护罩，内式天平的尾部与天平支杆连接，所述天平保护罩套在内式天平和天平支杆连接处，所述天平保护罩与内式天平之间设置间隙；所述发动机短舱设置天平连接段与内式天平头部连接；所述天平保护罩伸入发动机短舱内，天平保护罩与发动机短舱之间具有间隙；所述内式天平与发动机短舱之间具有间隙。采用本发明的一种高速风洞内式天平短舱支撑试验装置，拓展了常规内式天平的应用范围，对模型破坏小。
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公开(公告)号：CN112816173A
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN202110416845.9
申请日：2021-04-19
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 为解决现有的侧滑角试验装置难以开展变侧滑角试验的技术问题，本发明实施例提供一种骨架型部件及侧滑角试验装置，所述骨架型部件包括：对称设置的第一支板和第二支板；所述第一支板上设有第一泄流孔；所述第二支板上设有第二泄流孔；所述第一泄流孔与第二泄流孔相对设置，以减少侧滑角试验时第一支板和第二支板外侧的气流壅塞；所述侧滑角试验装置包括所述骨架型部件；本发明实施例通过对称设置的第一支板和第二支板实现了纵横两个方向的支撑强度和刚度，通过设置泄流孔减少了侧滑角试验时第一支板和第二支板外侧的迎风面积，减弱了对流场的壅塞效应。
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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：CN109342010B
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201811346673.7
申请日：2018-11-13
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: 本发明公开了一种变截面轴向力支撑片天平，属于风洞试验技术领域，目的在于解决在大载荷天平设计中，杆式天平轴向力支撑片根部应力大的问题。该天平包括模型端、组合测量元件、上框体、变截面支撑片、轴向力测量元件、下框体、支杆端，所述模型端、组合测量元件、上框体、轴向力测量元件、下框体、支杆端依次相连，所述变截面支撑片为四组且分别设置在上框体与下框体之间。本申请通过对天平轴向力支撑片的全新设计，使得天平在满足测量灵敏度的前提下，有效改善轴向力支撑片的应力分布，降低支撑片根部应力，提高天平的整体强度。本发明构思巧妙，设计合理，具有较高的应用价值和应用前景。经实际验证，本发明能够满足大载荷天平的设计需求。
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公开(公告)号：CN111551339A
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN202010349286.X
申请日：2020-04-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种翼身融合飞机通气模型畸形流道专用测压耙设计方法，所述测压耙的设计方法通过数值模拟方法获得内流道内流和模型外流相互作用下畸形内流道的流动特征，根据数值模拟结果对测量截面进行子区域划分，将子区域的面积作为各子区域内部内流参数计算的权重，确定测量截面上总压测点和静压测点的个数与位置分布，设计耙体以减小阻塞干扰效应，通过上述过程设计出了适用于翼身融合布局飞机通气试验模型畸形内流道的专用测压耙。
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