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公开(公告)号：CN115165290B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202210699302.7
申请日：2022-06-20
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种风洞攻角机构标校装置及方法，属于空气动力学试验领域。装置包括激光笔、光斑接收屏和反射镜；激光笔，用于发射激光光斑，固定安装在攻角机构支臂上，激光笔指向与攻角机构支臂的中心轴线重合或平行；反射镜，固定于喷管上游开口处，反射镜的镜面紧贴喷管端面，与喷管轴线垂直；光斑接收屏，固定安装于激光笔发射端，光斑接收屏的屏面与攻角机构支臂的中心轴线垂直，光斑接收屏中心设有通孔，激光笔发射端对准该通孔。本发明利用激光的准直特性，让从固定于攻角机构支臂上的激光器发射出的光束，经过风洞喷管上游镜面的反射，重新照射在发射位置的纵向平面内，调整攻角机构的俯仰和侧滑角度，使反射光斑与发射点重合，完成标校。
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公开(公告)号：CN117928876A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202311655603.0
申请日：2023-12-05
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 一种带有抽吸功能的高焓脉冲风洞，包括激波管、第一连接件、第二连接件、可移动唇口、唇口调节器、抽吸舱调节器、喷管、收缩段；激波管通过第一连接件与喷管连接；收缩段安装在喷管上；第二连接件的两端分别与激波管和喷管连接，且第一连接件、第二连接件、收缩段、喷管之间围成一个腔体；抽吸舱调节器的两端分别与喷管和第二连接件连接，抽吸舱调节器的位置可调节；可移动唇口通过唇口调节器安装在收缩段上，利用唇口调节器可调节可移动唇口的伸出长度，以及可移动唇口与激波管之间的间距；收缩段上设有通道，通道的一端与可调节抽吸舱连通，另一端与可移动唇口和激波管之间的缝隙连通。
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公开(公告)号：CN116046333A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211701287.1
申请日：2022-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本说明书实施例提供了一种激波风洞模型等离子鞘套与尾迹的电磁散射特性测量方法，涉及到高焓激波风洞试验领域，高焓激波风洞试验段空间狭小，在测试过程中存在壁面散射杂波干扰，同时模型尾支撑带流动干扰问题，影响模型本体及其周围流场电磁散射特性测量的准确性。本说明书实施例利用大尺寸自由活塞高焓激波风洞，结合重模型自由飞技术，基于时、频、空域滤波及散射中心高分辨技术，测量模型本体、其周围流场及其尾迹的电磁散射特性。本发明不仅仅能够减小甚至消除狭小空间壁面对电磁散射的影响，还能够消除模型支杆对电磁散射的反射，实现对高速状态目标电磁散射的精确测量。
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公开(公告)号：CN120028003A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202411971362.5
申请日：2024-12-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/00 , G01M9/02 , G01M9/08 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种脉冲风洞试验模型尺寸的确定方法，包括：利用数值模拟方法确定喷管和试验段的流场，获得风洞流场均匀区S1；再采用十字排架校准喷管和试验段均匀区S2，比较两个均匀区S1和S2的尺寸，选择较小尺寸的均匀区作为流场的均匀区S0；在试验角度最大条件下，对选择的模型进行缩比，在垂直气流方向上模型的最大投影面积M1占均匀区S0截面面积的60％～65％；将缩比后的模型和喷管、试验段进行一体化建模，在攻角和/或侧滑角试验角度最大条件下数值模拟整个流动过程，根据模型安装位置、模型前缘激波位置及均匀区覆盖性，重新确定模型缩比，并通过有效试验时间和试验段流场的速度，确定模型长度上限。
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公开(公告)号：CN116538217A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310415504.9
申请日：2023-04-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: F16D65/14 , F16D121/04 , F16D125/02
Abstract: 本发明涉及一种激波风洞重活塞刹车装置、刹车方法及刹车系统，为了提高重活塞驱动类激波风洞的性能，通过在活塞上增加特殊设计的刹车装置，该刹车装置包括集气腔、导气通道、刹车板、刹车气腔、单向进气阀和气动阀门，活塞正面压力开始下降后刹车装置启动，增大活塞与激波管的摩擦力，进而阻止重活塞在压缩管末端回弹或撞击压缩管末端，使其接近软着陆运动类型，不仅保障了重活塞和风洞运行的安全性，还增加了喷管贮室平稳压力的时间，有效增加了喷管驻室的总温总压，提高风洞运行性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115389155A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202210907576.0
申请日：2022-07-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开一种高超声速气液固多相流型面喷管设计方法，涉及风洞试验领域。本发明基于高超声速喷管气液固多相流的流动特性和面临的问题，针对颗粒与气流作用规律的不同，设计适用于不同颗粒流动的区域，减少颗粒在流场中分布不连续导致的流场不均匀问题，减弱对试验段均匀性的影响，提高试验段流场品质。本发明不仅仅有效抑制颗粒流动引起的流动畸变以及非设计状态下流动干扰，还可以减弱颗粒对喷管壁面的冲刷。本发明能为飞行器研制提供高品质风洞试验气动数据，能够模拟极端环境。
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公开(公告)号：CN117871026A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311854996.8
申请日：2023-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种高焓流场辐射热流试验系统和方法，飞行器高速飞行时，由于强烈的气动加热导致飞行器驻点温度极高，同时激波层高温导致辐射加热很强，辐射现象会加剧表面的受热，长时间的辐射加热带来的累积效应会对防热系统带来挑战。本发明利用大尺寸自由活塞脉冲风洞，基于高空间分辨率光辐射和热辐射特性精细化识别技术，建立一种高焓流场辐射热流试验系统和方法，获得辐射总热流中，及其紫外、可见光和红外各波段以及辐射强度较大光谱的辐射热流占比，为理论建模与数值仿真分析研究提供精确的验证数据，支撑新型飞行器的低冗余精细设计。
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公开(公告)号：CN117824977A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311864916.7
申请日：2023-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种大尺寸自由活塞激波风洞模拟地外行星大气的方法，地外行星大气与地球大气组分不同，对飞行器再入地外行星过程中或者在地外行星高速飞行遇到的气动力、热、电、磁等影响不清楚，对飞行器气动、结构、控制和制导等设计造成较大困扰，为了厘清地外行星大气对高速飞行器的作用和影响，需要模拟飞行器在地外行星大气的飞行过程。本发明利用大尺寸自由活塞驱动的激波风洞，通过更换试验气体的方式，匹配地外行星大气，模拟飞行器飞行速度和双尺度参数。本发明不仅能复现飞行器在地外行星的大气环境，还能实现马赫数‑雷诺数模拟，同时还能实现飞行速度和双尺度参数的模拟，给出高精度气动力、热、电、磁等试验数据，支撑地外行星飞行器的发展。
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公开(公告)号：CN115979569A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211652688.2
申请日：2022-12-21
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明提供了一种高压储气室排气防护装置及其控制方法，其结构包括防护板，所述防护板设置在高压储气室的排气管道的外侧，所述防护板与所述高压储气室之间设有柔性连接结构。本发明通过在高压储气室的排气管道后方设置防护板，使绝大部分气流沿水平方向排向远后方，保障了四周物品与人员安全；通过柔性连接结构可以降低对风洞设备法向上的冲击与振动，保护设备的安全。
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公开(公告)号：CN115165290A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210699302.7
申请日：2022-06-20
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种风洞攻角机构标校装置及方法，属于空气动力学试验领域。装置包括激光笔、光斑接收屏和反射镜；激光笔，用于发射激光光斑，固定安装在攻角机构支臂上，激光笔指向与攻角机构支臂的中心轴线重合或平行；反射镜，固定于喷管上游开口处，反射镜的镜面紧贴喷管端面，与喷管轴线垂直；光斑接收屏，固定安装于激光笔发射端，光斑接收屏的屏面与攻角机构支臂的中心轴线垂直，光斑接收屏中心设有通孔，激光笔发射端对准该通孔。本发明利用激光的准直特性，让从固定于攻角机构支臂上的激光器发射出的光束，经过风洞喷管上游镜面的反射，重新照射在发射位置的纵向平面内，调整攻角机构的俯仰和侧滑角度，使反射光斑与发射点重合，完成标校。
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