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公开(公告)号：CN112577695B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011549864.0
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置，蚌式头罩由紧固与释放机构固连在试件上，试件通过动态测力系统与风洞攻角机构连接，试件的内套与外壳构成进气道；紧固与释放机构包括康铜丝、熔断器、前支架和后支架；前支架和后支架支撑熔断器，康铜丝将蚌式头罩紧固在试件上；动态测力系统包括压紧垫圈、隔热垫圈、隔热锥套、中轴、支杆和天平；天平通过支杆和中轴与风洞攻角机构连接，天平前端通过隔热锥套、隔热垫圈和压紧垫圈与试件连接在一起，而天平线和熔断器电源线则穿支杆和中轴内孔通往测控间。本发明大大降低了对试件动态气动力测量的影响；而且增加了试件尺寸，方便进行通气模型设计。同时可以进行实时的动态气动力测量。
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公开(公告)号：CN112577695A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011549864.0
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 一种用于高超声速风洞通气模型头罩分离动态试验的装置，蚌式头罩由紧固与释放机构固连在试件上，试件通过动态测力系统与风洞攻角机构连接，试件的内套与外壳构成进气道；紧固与释放机构包括康铜丝、熔断器、前支架和后支架；前支架和后支架支撑熔断器，康铜丝将蚌式头罩紧固在试件上；动态测力系统包括压紧垫圈、隔热垫圈、隔热锥套、中轴、支杆和天平；天平通过支杆和中轴与风洞攻角机构连接，天平前端通过隔热锥套、隔热垫圈和压紧垫圈与试件连接在一起，而天平线和熔断器电源线则穿支杆和中轴内孔通往测控间。本发明大大降低了对试件动态气动力测量的影响；而且增加了试件尺寸，方便进行通气模型设计。同时可以进行实时的动态气动力测量。
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公开(公告)号：CN112629804B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202011543236.1
申请日：2020-12-22
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种高马赫数铰链力矩测力试验的隔热结构，包括舵体、舵芯、挡片和弹身。整个舵由舵体、舵芯组成，舵体材料为陶瓷，舵体和舵芯通过胶水胶结固定，组成完整的舵。弹身表面加工成三层阶梯圆槽，舵轴的中部为变直径的两层阶梯圆盘，舵安装在天平上，舵芯舵轴插入三层阶梯圆槽中，挡片固定在弹身上，此时舵和弹身、挡片中间存在宽度为1mm三层迷宫型的缝隙。本发明装置能阻止舵表面的热量向天平传导和高温气流冲击到天平表面，可有效的降低高马赫数铰链力矩测力试验的天平温度效应，提高高马赫数铰链力矩测力试验的精准度。
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公开(公告)号：CN115389158B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210840365.X
申请日：2022-07-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种高超声速风洞试验天平隔热装置，解决了高超声速风洞试验用的天平隔热问题，属于高超声速风洞试验领域。装置包括连接件、隔热组件、隔热套、支杆；天平安装在支杆上；支杆表面喷涂有隔热涂层；隔热套包括锥段、与锥段连接的柱段，且锥段内为锥形腔体、柱段内为柱形腔体；隔热套套装在天平上，且使支杆完全暴露在隔热套外，隔热套的锥形腔体卡住天平头部的锥段，隔热套的柱形腔体表面与天平外表面之间存在缝隙；隔热套的锥段卡入模型后段的内腔，隔热套的柱段外表面与模型后段的内腔之间存在缝隙；隔热组件位于模型后段的端面，连接件穿过隔热组件后与天平头部连接。本发明更为高效、便捷的解决了天平隔热问题。
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公开(公告)号：CN115389157B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210840359.4
申请日：2022-07-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种产生阶跃载荷的风洞天平动态标定装置，解决了风洞天平的阶跃载荷加载问题，属于高速风洞试验领域。装置包括电源、电极、电阻丝、绳、连接件、砝码盘、砝码；被标定的天平水平固定，连接件安装在天平的端部；绳的两端分别连接连接件、砝码盘，使砝码盘竖直悬吊；砝码放置在砝码盘上；电阻丝缠绕在绳上，且与绳紧贴；电源的正负极通过电极后与电阻丝的两端连接，电流通过电阻丝后产生热熔断绳，使得悬吊的砝码盘掉落。本发明采用砝码悬挂方式可以较好的控制加载点水平位置，保证加载点位置一致性；采用熔断方式可以使尼龙绳在毫秒时间内断开，不影响竖直方向的加载载荷；通过加载不同重量的砝码，使得产生阶跃载荷具有较宽的范围。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116858482A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310441800.6
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于风洞试验的旋转翼可变形飞行器结构的变形方法，旋转翼可变形飞行器结构包括：飞行器主体、机翼传动系统、天平测量系统；机翼传动系统包括电机驱动系统和机翼运动结构；机翼运动结构包括滑块、连杆、机翼转轴、机翼；电机驱动系统用于驱动滑块；连杆的两端分别与滑块和机翼转轴固定连接；机翼转轴上设有螺旋线凹槽；机翼套装在机翼转轴上，且设有凸起卡入螺旋线凹槽内；机翼传动系统的局部、天平测量系统安装在飞行器主体内；变形方法包括：电机驱动系统和滑块配合将旋转副转换成移动副，机翼转轴和机翼配合将移动副转换成旋转副，当电机驱动系统驱动滑块带动连杆移动，机翼绕着机翼转轴旋转，实现飞行器结构变形。
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公开(公告)号：CN112067232B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202010852036.8
申请日：2020-08-21
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。本发明提出了一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法。该方法首先根据高超声速风洞堵塞比要求确定火箭橇模型的大小，获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，火箭橇模型位于风洞喷管的中心线上。火箭橇模型正下方放置平板，平板作用是用来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。根据相对运动原理，试验过程中，火箭橇模型为静止，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行。
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公开(公告)号：CN112067232A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202010852036.8
申请日：2020-08-21
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验系统及方法，属于常规高超声速风洞试验技术领域。本发明提出了一种模拟火箭橇地面效应的高超声速风洞试验方法。该方法首先根据高超声速风洞堵塞比要求确定火箭橇模型的大小，获得火箭撬真实外形与风洞模型的缩放比例。采用攻角机构上的支杆对火箭橇模型进行尾支撑水平固定，火箭橇模型位于风洞喷管的中心线上。火箭橇模型正下方放置平板，平板作用是用来模拟真实火箭橇试验的地面，平板的位置和大小尺寸经过计算获得。根据相对运动原理，试验过程中，火箭橇模型为静止，喷管中高速气流以真实火箭撬相同马赫数的速度吹过模型、平板。以此来模拟真实火箭橇在地面上高速滑行。
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公开(公告)号：CN115165293B
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202210770609.1
申请日：2022-06-30
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种用于高超声速风洞的下颚式头罩分离试验装置，包括试件、分离机构、下颚式头罩、分离弹簧、锁紧螺栓、天平、直支杆、中轴、锁紧螺母、底盖、风洞攻角机构；首先，下颚式头罩通过分离弹簧与分离机构固连在试件上，其次，通过锁紧螺栓将试件与天平、直支杆、中轴连接在一起，随后，再通过锁紧螺母与风洞攻角机构连接；最后，天平线和分离机构控制线则穿直支杆和中轴内孔通往测控间进行远程遥控。本发明试验装置不仅可以开展下颚式头罩分离试验，而且下颚式头罩也可安全分离，同时下颚式头罩尺度缩比可以提升到1:5。
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公开(公告)号：CN115389157A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202210840359.4
申请日：2022-07-18
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 一种产生阶跃载荷的风洞天平动态标定装置，解决了风洞天平的阶跃载荷加载问题，属于高速风洞试验领域。装置包括电源、电极、电阻丝、绳、连接件、砝码盘、砝码；被标定的天平水平固定，连接件安装在天平的端部；绳的两端分别连接连接件、砝码盘，使砝码盘竖直悬吊；砝码放置在砝码盘上；电阻丝缠绕在绳上，且与绳紧贴；电源的正负极通过电极后与电阻丝的两端连接，电流通过电阻丝后产生热熔断绳，使得悬吊的砝码盘掉落。本发明采用砝码悬挂方式可以较好的控制加载点水平位置，保证加载点位置一致性；采用熔断方式可以使尼龙绳在毫秒时间内断开，不影响竖直方向的加载载荷；通过加载不同重量的砝码，使得产生阶跃载荷具有较宽的范围。
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