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公开(公告)号：CN118153210B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410572141.4
申请日：2024-05-10
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于空气动力学领域，公开了一种菱形背弹翼升力线非线性的优化设计方法及菱形背弹翼。优化设计方法包括选取设计变量；选取目标函数；通过试验设计方法确定设计点；通过数值模拟方法获取设计点对应的目标函数；建立目标函数与设计变量的响应函数；通过遗传算法优化目标函数，得到最终外形几何参数。优化设计方法解决了菱形背弹翼前后两组翼面因较大气动干扰导致的升力线斜率非线性变化大的问题，降低了菱形背弹翼在跨声速范围升力线斜率随马赫数变化的非线性。菱形背弹翼增大了菱形背弹翼布局飞行器宽速域飞行能力，提高了飞行过程中的平稳度，降低了结构过载和结构重量，减小了飞行过程中非线性运行范围，改善了气动性能和飞行控制难度。
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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：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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公开(公告)号：CN116399547B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310672184.5
申请日：2023-06-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，公开了一种飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法。本发明的飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法，综合运用测力风洞试验和进气道试验两种装置和方法，通过流量计实现对进气道流量的精确调节和测量，通过天平获取飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量时的综合载荷，在扣除底阻测量装置所测量的飞行器模型底阻和内阻测量装置所测量的飞行器模型内阻之后，准确获得飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量时的气动特性；解决了飞行器模型在进气道全流量范围内的气动特性获取问题，试验精准度高，可操作性强，安装重复性好。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN116538156A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310821542.4
申请日：2023-07-06
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于机械设计和流动控制技术领域，公开了一种空间分布的环缝引射器装置。环缝引射器装置包括引射器壳体、集气室和若干个形状相同中心对称的环缝单元体三个部分；环缝单元体为双层管体结构，中心腔体为被引射气体通道，环缝腔体为引射气体通道；各环缝腔体前端与集气室连通，集气室设置有高压气体入口；各环缝腔体后段设置有喷管；被引射气体经被引射气体通道流入掺混段，同时，高压气体从高压气体入口进入集气室，再经各环缝单元体的环缝腔体喷出形成引射气体，引射气体和被引射气体掺混后，流入扩张段。环缝引射器装置增加了高速引射气体和低速被引射气体的掺混区域，提升了掺混度，提高了引射效率。
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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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公开(公告)号：CN112525474A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011525714.6
申请日：2020-12-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种获得跨声速风洞堵塞干扰因子的方法，基于外形相同，缩比不同的大尺度模型和小尺度模型实现，所述方法包括：在两套模型若干个相同位置分别标注测点；然后在风洞中进行定马赫数变迎角测压试验，得到两套模型各标注测点在不同迎角下的压力系数；进行马赫数插值，得到名义马赫数状态下的压力系数；从小尺度模型名义马赫数状态下的压力系数中选取压力系数随迎角变化最小的k个点，k不小于3；从大尺度模型选取与小尺度模型相同位置的k个点，计算这k个点在大尺度模型与小尺度模型对应的压力系数的差量；结合小扰动方程，根据压力系数的差量得到k个堵塞干扰因子，求取平均值得到当前试验状态下大尺度模型的堵塞干扰因子。
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