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公开(公告)号：CN108036918B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201810002322.8
申请日：2018-01-02
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种多种模式运行的自由活塞激波风洞，包括风洞本体、分布式真空系统、供气系统、轨道支撑系统，风洞本体包括驱动机构、激波管段、单膜夹膜机构、喷管和试验管段，分布式真空系统对驱动机构、激波管段和试验管段抽真空；供气系统对驱动机构和激波管段供气；风洞本体与激波管段、单膜夹膜机构、喷管和试验管段依次同轴密封连接。本发明以自由活塞高焓激波风洞的设备为基础，通过快速的更换、连接各种部件以及与三用主夹膜机构的配合，使风洞具备常规低焓激波风洞和长时间中焓激波风洞两种状态的试验能力，提高了风洞性能的适用范围和试验能力，降低了运行成本。
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公开(公告)号：CN107061730B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201611260854.9
申请日：2016-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种异形密封结构，包括异形密封圈、压环、第一密封面和第二密封面，第一密封面上开有密封槽，异形密封圈由外侧密封环和内侧密封环连接而成，外侧密封环和内侧密封环截面外形均为圆拱形，异形密封圈置于密封槽中心位置，外侧密封环和内侧密封环连接处设置有尺寸不大于连接处宽度的压环，在压环上设置连接孔，连接件穿过连接孔，通过压环将异形密封圈固定在第一密封面的密封槽中，连接件顶部不高于压环。本发明通过两道密封结构，尤其在大口径发射机构中，解决了多处需要频繁、高速对接和打开的同轴结构部件间的耐高压、防脱的密封问题。该发明也可以用于其他对端面密封有防脱要求的场合。
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公开(公告)号：CN108562419A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201711373527.9
申请日：2017-12-19
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及一种自由活塞缓冲机构，包括安装底板、内套筒、单向阀、弹簧、缓冲橡胶滑块和末端限位环；安装底板安装在风洞压缩管的末端，用来定位、安装其他的缓冲机构部件；自由活塞碰撞自由活塞缓冲机构后，橡胶滑块向后运动弹簧被压缩提供缓冲力，同时B腔减小，B腔内压力上升，B腔内气体提供缓冲力。本发明实现了自由活塞激波风洞中对末端仍然具有高速度的自由活塞的有效缓冲，且排除了压缩管末端内腔压力变化对缓冲作用的影响，结构紧凑，能提高此类风洞运行的安全性。
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公开(公告)号：CN107976295A
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201711447421.9
申请日：2017-12-27
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/02
Abstract: 一种2m量级自由活塞驱动的高焓激波风洞，高压储气室、活塞发射机构、活塞、压缩管、活塞止停机构、主夹膜机构、激波管、小夹膜机构、喷管、试验段、轨道以及支撑系统。高压储气室位于活塞发射机构的上游，其内贮存高压空气。重活塞通过活塞发射机构发射后，将向压缩管下游方向加速运动，当活塞抵达压缩管的末端时，绝大部分能量将传递给氦氩混合轻质气体，从而产生高温高压气体。此时，主夹膜机构的膜片破裂，产生一道入射激波通过激波管到达激波管末端并会发生反射，从而产生高温高压的试验气体导致小夹膜机构的膜片破裂。高温高压的试验气体，通过喷管，到达试验段，获得所需的自由来流条件。
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公开(公告)号：CN106644358A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611104684.5
申请日：2016-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
CPC classification number: G01M9/04
Abstract: 一种激波风洞膜片破裂装置，涉及高超声速激波风洞工程领域；包括炮管连接结构、椎体支撑板、破膜锥体、高压腔管路、低压腔管路、激波管高压段炮管、激波管低压段炮管和膜片；炮管连接结构左侧与激波管高压段炮管固定连接，炮管连接结构右侧与激波管低压段炮管固定连接；椎体支撑板固定安装在炮管连接结构的内部；破膜锥体沿炮管连接结构轴向固定安装在椎体支撑板的轴心处；在破膜锥体的外壁沿炮管连接结构的径向，分别设置有高压腔管路和低压腔管路；膜片固定在炮管连接结构与激波管低压段炮管之间；无论是高驱动压力还是低驱动压力条件下均可实现激波风洞的破膜，破膜时间明显缩短，破膜过程的可控性更高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112607061B
公开(公告)日：2022-04-26
申请号：CN202011565430.X
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及航天飞行器技术领域，尤其是涉及一种高超声速飞行器一体化半水滴式头罩，该头罩包括底板和设置在所述底板上的导流结构，所述底板和所述导流结构之间设置有容置腔，以使飞行器位于所述容置腔；且沿所述头罩头部至尾部的方向，所述底板和所述导流结构均为逐渐向上弯曲的弧形面。呈圆锥构型的头罩与进气道唇口流畅缝合，进而实现头罩的一体化气动布局构型，导流机构覆盖进气道并且边缘具有后掠前缘，前缘的轮廓外形遵循圆锥构型产生的激波前沿的形状。因此，本发明的头罩不仅有效地降低了飞行器的气动阻力和重量，而且融合了空气动力学原理和弹射技术，在风洞模拟19‑30Km高度、36‑100KPa动压条件下可与飞行器安全分离。
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公开(公告)号：CN111024357B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201911269705.2
申请日：2019-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，飞行环境包括飞行器的飞行高度和飞行速度。飞行高度和飞行速度决定了飞行环境的驻室总压和总焓条件，需要与自由重活塞高焓激波风洞喷管驻室的总压和总焓匹配。喷管驻室的总压和总焓依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总焓总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。
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公开(公告)号：CN108562419B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201711373527.9
申请日：2017-12-19
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明涉及一种自由活塞缓冲机构，包括安装底板、内套筒、单向阀、弹簧、缓冲橡胶滑块和末端限位环；安装底板安装在风洞压缩管的末端，用来定位、安装其他的缓冲机构部件；自由活塞碰撞自由活塞缓冲机构后，橡胶滑块向后运动弹簧被压缩提供缓冲力，同时B腔减小，B腔内压力上升，B腔内气体提供缓冲力。本发明实现了自由活塞激波风洞中对末端仍然具有高速度的自由活塞的有效缓冲，且排除了压缩管末端内腔压力变化对缓冲作用的影响，结构紧凑，能提高此类风洞运行的安全性。
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公开(公告)号：CN111024357A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911269705.2
申请日：2019-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/02
Abstract: 本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，飞行环境包括飞行器的飞行高度和飞行速度。飞行高度和飞行速度决定了飞行环境的驻室总压和总焓条件，需要与自由重活塞高焓激波风洞喷管驻室的总压和总焓匹配。喷管驻室的总压和总焓依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总焓总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。
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公开(公告)号：CN110207934A
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201910452251.6
申请日：2019-05-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/06
Abstract: 有效延长大尺寸自由活塞高焓脉冲风洞流动时间的方法，涉及风洞试验技术领域；包括如下步骤：步骤一、将喷管构型沿轴向分为收缩段AT和膨胀段TF；收缩段AT和膨胀段TF沿轴向连接；交点T为喉道位置；喉道T位置确定；步骤二、以喉道T为基准，将膨胀段TF分为第一分段TC、第二分段CE和第三分段EF；分别对第一分段TC、第二分段CE和第三分段EF的管道构型进行设计；步骤三、以喉道T为基准，将收缩段AT分为收缩前段AB和收缩后段BT；分别对收缩前段AB和收缩后段BT的管道构型进行设计；本发明有效延长风洞流场的运行时间；同时通过更换喉道内径既可以调节风洞运行状态，也可以方便替换因为高温导致喉道局部烧蚀的部件。
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