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公开(公告)号：CN106885677A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201611268336.1
申请日：2016-12-31
Applicant: 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 六自由度风洞试验机构末端综合误差标定方法，其包括步骤：标定该六自由度风洞试验机构在X方向、Y方向和Z方向的运动误差；标定该六自由度风洞试验机构在俯仰运动方向、偏航运动方向和滚转运动方向的运动误差；以及综合标定该六自由度风洞试验机构的运动误差。通过采用分级标定误差的方式，能够将各类可溯误差进行划分，以采用不同的方式对其进行针对性的标定，从而使得效果更加明显和精确。另外，综合标定误差，将该六自由度风洞试验机构的一些不可溯源误差也纳入标定，通过运动学逆解修正机构进行运动参数的修正，能够有效地补偿误差，以提高机构运动精度。
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公开(公告)号：CN106885677B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201611268336.1
申请日：2016-12-31
Applicant: 重庆大学 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/00
Abstract: 六自由度风洞试验机构末端综合误差标定方法，其包括步骤：标定该六自由度风洞试验机构在X方向、Y方向和Z方向的运动误差；标定该六自由度风洞试验机构在俯仰运动方向、偏航运动方向和滚转运动方向的运动误差；以及综合标定该六自由度风洞试验机构的运动误差。通过采用分级标定误差的方式，能够将各类可溯误差进行划分，以采用不同的方式对其进行针对性的标定，从而使得效果更加明显和精确。另外，综合标定误差，将该六自由度风洞试验机构的一些不可溯源误差也纳入标定，通过运动学逆解修正机构进行运动参数的修正，能够有效地补偿误差，以提高机构运动精度。
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公开(公告)号：CN118294096A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410719359.8
申请日：2024-06-05
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04 , G01M9/06 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞模型自由飞试验的阻拦防护装置及设计方法。阻拦防护装置的缓冲床铺设在高超声速风洞的试验段的地面上，缓冲床前端与试验模型前端平齐，缓冲床后端与高超声速风洞的扩压器平齐，缓冲床高度低于喷管出口；阻拦网Ⅰ位于高超声速风洞的扩压器的一级压缩面等值段的后端面；阻拦网Ⅱ位于高超声速风洞的冷却器管道等值段的前端面。设计方法根据试验模型尺寸、重心，试验马赫数、总温、总压参数和气动力系数估算高超声速风洞模型自由飞试验中试验模型及试验模型上的脱落部件的自由飞轨迹、落点和冲击载荷，设计缓冲床、阻拦网Ⅰ和阻拦网Ⅱ。阻拦防护装置及设计方法具有工程实用价值。
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公开(公告)号：CN110207932B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN201910403406.7
申请日：2019-05-15
Applicant: 中国科学院西安光学精密机械研究所 , 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高速风洞纹影仪焦斑监测减震方法及系统，包括基于PSD位置传感器的激光焦斑坐标数据采集系统和基于PID控制算法的二维快速摆镜控制系统。本发明通过高精度的数据采集系统采集焦斑坐标位置，振镜控制器控制振镜振动修正光线的脱靶量，使得标定激光始终入射到PSD位置敏感探测器的中心，设计脱靶量参数自校正PID控制算法，在系统每次上电后，都可自动校准参数，确定系统稳定的条件并保存，系统上电即可自动校准运行，无需人工干预。解决高速风洞工况下纹影仪的图像稳定问题，保障了在恶劣工况引起的复杂环境振动中，纹影图像的稳定性。
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公开(公告)号：CN115614489A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211619634.6
申请日：2022-12-16
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: F16K1/36 , F16K1/32 , F16K27/02 , F16K31/124
Abstract: 本发明公开一种可重复测试的瞬移气动装置及应用方法，涉及风洞试验领域，包括活塞、活塞缸，所述活塞缸通过伸缩杆与快速阀连接，活塞缸的下端通过伸缩杆的端面间隔得到第一腔体、第二腔体；所述活塞纵截面被配置为呈U形结构，且活塞的外周设置有间隔环；所述活塞缸内设置有环形台阶；在活塞与环形台阶之间、活塞缸与活塞之间，通过间隔环得到第三腔体、第四腔体；所述活塞缸上设置有环形槽，以在环形槽与活塞敞开端之间限定得到第五腔体；所述活塞内部为第六腔体，且第六腔体通过透气孔与第三腔体连通。本发明提供一种可重复测试的瞬移气动装置及应用方法，采用压差式活塞瞬移结构技术，解决了蓄能式加热器暂冲式风洞主阀毫秒级开启的难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115493793A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202211219165.9
申请日：2022-10-08
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，具体涉及一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置。本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置包括安装在稳定段壳体的内腔中，从前至后顺序排列的锥孔扩散段、蜂窝器、烧结网段和压紧段；在稳定段壳体上开有皮托压力测量接口、脉动压力测量接口；还包括用于替换烧结网段的替换段。本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置能够改善高超声速风洞在低马赫数运行时，稳定段内出现的试验气流的流动分离现象，降低试验气流的气流脉动，提高飞行器模型测力试验精度。
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公开(公告)号：CN115264953B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211161341.8
申请日：2022-09-23
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种用于超大型蓄热式加热器的支撑装置及安装方法。该支撑装置的安装基础为顶面开口、底面封闭的竖直放置的方形体，安装基础设置有中心空腔；安装支座固定在安装基础的顶面，立式蓄热式加热器通过安装支座悬挂安装在安装基础的内腔中；气流流出立式蓄热式加热器后折转90°流入水平放置的喷管。该安装方法包括在立式蓄热式加热器的承压壳体上固定安装支座，在安装基础上加工支撑墩，预埋地脚螺栓，吊装、安装、调整立式蓄热式加热器，安装立式蓄热式加热器的蓄热体。该支撑装置及安装方法能够适应2米量级大型高超声速风洞试验气流加热需求，具有工程实用性。
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公开(公告)号：CN114279671B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202210200466.0
申请日：2022-03-03
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。
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公开(公告)号：CN112945509B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110434756.7
申请日：2021-04-22
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞扩压器收缩段的开口封堵装置。该开口封堵装置以高超声速风洞来流方向为前方，包括位于扩压器收缩段下部，用于封堵下部缺口的下封堵组件；以及位于扩压器收缩段上部用于封堵上部缺口的上封堵组件；下封堵组件包括对称安装在下部缺口两侧的左盖板和右盖板，沿扩压器收缩段外壁面相向滑动可缩小下部缺口；上封堵组件包括上盖板，上盖板装卡在扩压器收缩段上部缺口内，与上部缺口接触端面平滑过渡。该开口封堵装置成本低、使用效率高，能依据模型支撑机构和扩压器的干涉程度减小扩压器收缩段缺口，提高试验段内气流均匀区范围和品质，灵活适应风洞试验需求。
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公开(公告)号：CN113701984B
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111259049.5
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高超声速风洞扩压器及其设计方法。该扩压器包括原有扩压器，还包括在安装在原有扩压器内部的、可拆卸的内置扩压器。该扩压器设计方法基于原有扩压器的尺寸和喷管出口尺寸选择内置扩压器的轴向安装距离、收缩角、等直段直径、长径比和扩张角作为设计参数；基于原有扩压器和内置扩压器的构成关系得到三维构型；基于三维构型生成网格，选择最小出口直径的喷管所对应的典型风洞状态进行抗反压效率仿真；采用优化算法调节内置扩压器的设计参数，以提高抗反压效率为目标进行全局迭代寻优。该扩压器结构简单，能够灵活适应高超声速风洞的试验需求。该扩压器设计方法，能够极大的丰富设计样本空间，弥补了单纯依靠经验进行设计的不足。
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