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[发明专利]一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法-CN202010226310.0有效
发明人：王南天;许晓斌;邹琼芬;王雄;孙鹏 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2020-03-27 - 公布日： 2021-09-07 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法。该数据处理方法针对在高超声速风洞模型上添加附加传感器比较困难的实际情况，仅基于高超声速风洞试验数据本身，采用基于方差极小值自适应分段、分段拟合及数据融合等步骤，实现了高超声速风洞连续变攻角试验数据处理。本发明的高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法，提高了超声速风洞连续变攻角试验数据处理精度，有助于推进高超声速风洞连续变迎角试验的推广应用，提升高超声速风洞试验效率。
一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法

[发明专利]一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法-CN202210644177.X有效
发明人：王彬文;姚港;秦强;丛琳华 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-09 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法，该方法包括以下步骤：一、高超声速飞行器结构热强度试验的搭建；二、坐标建立；三、矩体试验件辐射总热流的获取；四、热反射屏的参数设计优化。本发明方法步骤，设计合理，实现高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏结构参数的设计优化，改善了高超声速飞行器结构试验件表面所受热流场均匀性，以使高超声速飞行器结构试验件表面温度场均匀，从而增加了后续高超声速飞行器结构热强度试验的准确度
一种高超声速飞行器结构强度试验反射设计方法

[发明专利]超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法-CN201611252569.2有效
发明人：周勇为;李存标 -专利权人：北京大学
申请日： 2016-12-30 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平
超声速高超声速静音风洞喷管抽吸流量计算方法

[发明专利]一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置-CN202111472830.0在审
发明人：谢飞;郭雷涛;卢志毅;朱涛;吴友生 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2021-12-06 - 公布日： 2021-12-31 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，属于高超声速风洞试验技术领域。以高超声速风洞试验模型的头部为前方，该弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形。该弹翼变形装置结构简单，易操作，能够很好地满足试验需求。
一种高超声速风洞试验模型变形装置

[发明专利]一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法-CN202311041280.6有效
发明人：郭鹏;张鑫;杨永能;马涛;张利波;何平伟;李阳;胥继斌 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2023-08-18 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：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试验温度效应抑制方法。该温度效应抑制方法包括分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验该抑制方法包括多种防护措施，涉及天平系统热防护、试验模型热防护、风洞运行方式优化和试验数据修正。该抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。
一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法

[发明专利]一种基于电子束荧光的高超声速低密度风洞流场显示方法-CN201911120171.7有效
发明人：陈爱国;杨彦广;李志辉;李震乾;田颖;王杰 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2019-11-15 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于电子束荧光显示高超声速低密度风洞流场的方法。高超声速低密度风洞的试验段沿流场方向从前至后依次为喷管、支撑装置和扩压器，模型安装在支撑装置上，电子枪安装在高超声速低密度风洞的试验段顶部，法拉第杯安装在试验段底部，试验段的侧面开有观察窗，相机置于观察窗的外部该方法启动高超声速低密度风洞设备，测量高超声速低密度风洞的试验段的静压，直至静压低于20Pa；打开电子枪，电子枪发射的电子束竖直穿过模型的前方流场；启动高超声速低密度风洞，建立高超声速低密度流场；观察模型的流场结构
一种基于电子束荧光高超声速密度风洞显示方法

[发明专利]一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法-CN202011612459.9有效
发明人：李海燕;陈星;易翔宇;文帅;陈农;卢洪波;林键;陈勇富;孙日明 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法，基于变分模态分解实现对高超声速脉动压力试验数据进行分析处理，通过在常规高超声速风洞中，借用脉动压力传感器测得高超声速航天飞行器模型表面的脉动压力，根据风洞运行采集获得的原始试验数据，通过变分模态分解，精准计算分离出脉动压力试验数据包含的所有特征波，进而详细分析航天飞行器在高超声速条件下外表面边界层内的流动结构和转捩机理等物理现象。本发明采用变分模态分解，解决了复杂高超声速脉动压力信号处理过程中出现的虚假信号、频率和模态叠加等问题。
一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法

[发明专利]减小高超声速风洞尾气对试验模型传感器冲刷损害的方法-CN202010370809.9有效
发明人：钟涌;廖振洋;常雨;李东 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2020-05-06 - 公布日： 2021-09-03 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种减小高超声速风洞尾气对试验模型传感器冲刷损害的方法。该方法使用的装置包括安装在高超声速风洞的喷管和试验模型中间，位于喷管出口下方的快速送进机构和位于快速送进机构顶端的楔形挡块。该方法包括以下步骤：a.按高超声速风洞试验要求在激波管内充入所需的驱动气体和试验气体；b.开始高超声速风洞试验，试验有效时间过后，快速送进机构将楔形挡块从隐藏位置快速送入工作位置，楔形挡块阻挡高超声速风洞尾气对安装在试验模型上的传感器进行冲刷；c.高超声速风洞试验结束后，快速送进机构将楔形挡块收回至隐藏位置，为下次试验准备。
减小高超声速风洞尾气试验模型传感器冲刷损害方法

[发明专利]用于高超声速模型底部压力测量的分步增量法-CN201910572289.7有效
发明人：林其;刘枫;丁国昊;刘建霞;张小庆;毛雄兵;于时恩;蒲旭阳;青龙;翟小飞 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心
申请日： 2019-06-28 - 公布日： 2021-07-27 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提供一种用于高超声速模型底部压力测量的分步增量法，包括如下步骤：1：高超声速模型底部压力测量试验前，将试验段抽吸至真空，测量真空度并用绝压pv表示；2：开始进行高超声速模型底部压力测量试验，试验过程中测量高超声速模型底部压力增量Δp；3：根据公式pb＝pv+Δp，得到高超声速模型底部压力p
用于高超声速模型底部压力测量分步增量

[发明专利]一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法-CN202111316804.9有效
发明人：郭雷涛;谢飞;邹琼芬;朱涛 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2021-11-09 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法。本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法包括以下步骤：a.对高超声速风洞不同总压条件下的流场马赫数进行修正；b.对高超声速风洞连续变总压的试验数据进行降噪和去干扰处理；c.对飞行器模型进行真实姿态角修正本发明的高超声速风洞连续变总压的试验数据处理方法能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律。
一种高超声速风洞连续变总压试验数据处理方法

[发明专利]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202110146925.7有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-02-03 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[实用新型]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202120303891.3有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-02-03 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[发明专利]一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法-CN202210744802.8有效
发明人：孙启志;凌岗;杨波;谢飞;许晓斌;蒋万秋 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2022-06-29 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。该多层烧结网试验选型方法，通过总压分布均匀性测量试验、烧结网压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验，测量稳定段内的烧结网压力损失、总压分布均匀性、气流脉动衰减、对流场品质综合性能提升程度等，能够真实模拟烧结网在高超声速风洞中的性能，根据试验评估结果最终确定在高超声速风洞建设或改造中选用烧结网的目数和厚度。通过试验获得的数据作为风洞运行参数设定依据和风洞流场品质性能技术指标，选型评估的试验结果可应用到不同口径的高超声速风洞进行选型。
一种用于高超声速风洞多层烧结试验选型方法

[发明专利]一种高超声速高温风洞总体布局方法-CN202310331610.9有效
发明人：唐志共;陈德江;吴斌;朱超;齐大伟;李向东;王利;靳雨树 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2023-03-31 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明属于大型风洞设备建设领域，公开了一种高超声速高温风洞总体布局方法。高超声速高温风洞总体布局方法包括进行系统功能设计；进行安全布局设计；进行高超声速高温风洞总体布局设计；进行高超声速高温风洞各分系统设计。高超声速高温风洞总体布局方法能够实现动力系统、异丁烷燃料系统、燃烧试验系统、真空系统、真空排气系统、冷却系统、电源系统、测控系统的总体布局和高低分布设计；获得的高超声速高温风洞总体布局各系统相对独立，安全性高、维护性好；燃烧试验系统通过分层设计，集成度高、实用性强；异丁烷燃料系统独立分区、埋地安全。
一种高超声速高温风洞总体布局方法

[发明专利]串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法-CN201911294179.5在审
发明人：吴杰;陈坚强;黄冉冉;袁先旭 -专利权人：华中科技大学;空气动力学国家重点实验室
申请日： 2019-12-16 - 公布日： 2020-04-14 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。
串列超声速高超声速风洞及其方法

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