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公开(公告)号：CN114323544B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202111522050.2
申请日：2021-12-13
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本申请涉及飞行器风洞投放模型试验设备的领域，具体公开了一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构，包括气缸发射机构、以及将气缸发射机构连接于载机上的变出舱角装置，变出舱角装置包括气缸支座和气缸紧固件，气缸支座通过螺栓连接于载机，气缸发射机构位于气缸支座和气缸紧固件之间，气缸紧固件与气缸支座之间通过螺栓连接，达到了内置飞行器在风洞中向后发射实现分离时，可以在载机模型攻角保持不变的情况下单独改变内置飞行器的出舱角度，并进而使内置飞行器模型在风洞流场中均作不受约束自由飞行的机构。
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公开(公告)号：CN117824976A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311854956.3
申请日：2023-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种大质量外挂风洞投放试验机构，包括：弹射气缸缸体、弹射气缸推杆、机构支座、转轴、转轮、导轨、滑块、导轨槽、固定块、水平气缸缸体、水平气缸推杆、水平气缸封盖、限位钉、投放模型、前吊耳和后吊耳；弹射气缸缸体和水平气缸缸体安装在机构支座上；弹射气缸推杆位于弹射气缸缸体内；水平气缸推杆位于水平气缸缸体内；导轨槽安装在机构支座上，滑块通过导轨安装在导轨槽上；固定块安装在机构支座；转轮通过转轴安装在其中一个滑块上；水平气缸推杆与滑块通过限位钉连接；前吊耳和后吊耳分别安装在投放模型上。本发明采用弹射气缸施加一个作用在试验模型质心上的虚拟重力，可克服风洞弹射投放模型垂直方向加速度不足的缺点。
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公开(公告)号：CN117744349A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311696521.0
申请日：2023-12-11
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种航向动稳定性评估方法、装置、设备及存储介质，其中，方法包括：建立表示飞行器运动的横航向三阶矩阵，将横航向三阶矩阵转化为一般特征方程；在亚声速、跨声速及超声速阶段将一般特征方程转化为分解式，通过分解式求解荷兰滚模态下的运动频率和阻尼值，在高超声速阶段将阻尼值设为预设大小，通过攻角公式求解荷兰滚模态下的运动频率；将运动频率和阻尼值组合，得到荷兰滚模态特征根；根据荷兰滚模态特征根判断荷兰滚模态下的当前飞行状态，根据当前飞行状态使用对应评估规则评估飞行器当前的动稳定性。本发明建立仅考虑滚转和荷兰滚转的横航向三阶矩阵，提升了评估动稳定性相关指标计算的精确性。
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公开(公告)号：CN111967136B
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202010681371.6
申请日：2020-07-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种内埋武器机弹分离相容性的工程评估方法，包括步骤如下：一、建立分离参考坐标系和弹体坐标系；步骤二、得出内埋武器上任意点M的初始分离速度VZ′0与初始分离加速度aZ′0关系式；三、给定内埋武器与载机之间的最小距离和点火临界时间，得到内埋武器机弹分离相容性的工程评估公式；四、将工程评估公式采用坐标系表示，确定表征内埋武器分离相容性的区域；五、采用静态风洞测力实验或数值模拟数据，计算初始分离时刻的加速度aZ′0，并根据步骤四中划定的相容性区域进行机弹分离相容性判定。本发明的工程评估方法具有简洁直观，便于工程应用，且可以采用静态数据进行预先评估等优点。
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公开(公告)号：CN116658303A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310465637.7
申请日：2023-04-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种亚燃超燃冲压发动机进气道结构及确定方法，进气道的外压缩段由外压缩段水平面、第一面板、第二面板、第三面板构成，内压缩段下端面的入口处设置有带偏角的唇口；进气道结构参数确定时，将亚燃冲压发动机进气道设计和超燃冲压发动机进气道设计组合起来，只需确定进气道入口马赫数，即可自主判定并选择相应的冲压发动机进气道几何构型确定流程，最终输出满足设计要求的最优进气道几何构型。本发明能够快速开展亚燃超燃冲压发动机二维进气道结构设计并给出优化外形和性能参数，为后续冲压发动机整体推进性能分析提供基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113295368A
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202110473960.X
申请日：2021-04-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行；同时通过工字型发射爪各结构面的形状设计，以及与滑道的配合，实现了对内置飞行器的稳定夹持和分离。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。
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公开(公告)号：CN110398339B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910576293.0
申请日：2019-06-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明公开了一种满足多级全自由飞风洞试验相似律的条件确定方法。根据动力学及运动学推导投放类风洞自由飞试验相似律。首次针对升力体外形针对两级甚至多级模型完全自由的自由飞试验设计试验相似律，重点解决升力体外形相似性问题。在风洞试验模型满足求限制条件时，可保证风洞试验所获得的水平线位移和竖直线位移、角位移曲线与真实飞行器的曲线相似，保证风洞试验可模拟真实飞行器的分离情况。解决了两级甚至多级全自由飞试验无相似律指导的难题。缺少针对两个甚至多个飞行器完全自由的风洞自由飞试验相似律,本发明针对此方面，得到了满足多级全自由飞风洞试验相似律的条件。
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公开(公告)号：CN107991053B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201711076783.1
申请日：2017-11-06
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统，通过引入公式修正法，使采用轻模型法的高速风洞投放模型试验中投放物模型所固有的垂直加速度不足得以补偿，从而克服轻模型法所带来的投放物模型垂直加速度不足所导致的模型下落时垂直位移与水平位移不成比例所导致的模型投放轨迹偏离实物轨迹，进而造成其垂直位移与实物存在差异的问题，从而实现对高速飞行器多体分离安全性及分离轨迹的准确预测。本发明的特点是不需附加额外的试验机构，即可实现对垂直加速度的补偿，其具有简便、易行且试验成本低的特点；同时由于其避免了附加补偿试验机构的误差及精度等问题，其又具有补偿精度较高的特点。
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公开(公告)号：CN106197936B
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201610474218.X
申请日：2016-06-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明公开了种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置,包括:弹体;两个半罩,所述两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合,并罩设在所述弹体的头部;连接环,其环设于所述弹体上,所述两个半罩的尾部分别通过个连接件连接至所述连接环;两个处于预压缩状态的弹性构件,各弹性构件设置在个半罩与弹体之间,以向所述半罩施加向外侧旋转的弹性力;其中,所述锁紧机构解锁后,各半罩相对于连接件向外侧旋转,并且当所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂,两个半罩彼此分离并脱离所述弹体。本发明的试验过程中两个半罩的头部先张开,而尾部最后脱离,保证了对飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验的准确模拟。
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公开(公告)号：CN108195550A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201810036988.5
申请日：2018-01-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 模型投放分离改进型风洞试验机构，母弹(1)沿轴向对称设计子弹槽(1-1)，子弹(2)放置在子弹槽(1-1)内；从子弹槽内沿母弹径向加工弹簧盲孔(1-2)，母弹轴向垂直弹簧盲孔轴向方向设计勒紧块槽，从弹簧盲孔(1-2)底部穿过勒紧块槽加工捆绑绳索通孔(1-3)；勒紧块(4)放置在上述勒紧块槽中，勒紧块槽底部设置拉紧螺栓通孔(1-5)；弹簧(3)位于弹簧盲孔(1-2)内，捆绑绳索(6)穿过捆绑绳索通孔(1-3)以及勒紧块(4)，拉紧螺栓(9)穿过螺栓通孔与勒紧块螺接；通过拉紧螺栓(9)调节勒紧块在勒紧块槽内的深度，使得捆绑绳索(6)将子弹调整到预设的安装位置；左盖板(7)压紧在拉紧螺栓(9)外端面，右盖板(8)安装在勒紧块槽外端面，通过左盖板(7)、右盖板(8)保证母弹几何外形。
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