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[发明专利]一种自适应高焓型面喷管的设计方法-CN201911158195.1有效
发明人：谌君谋;陈星;毕志献;李睿劬;邵忠杰 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2019-11-22 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种自适应高焓型面喷管的设计方法，属于高焓激波风洞试验领域。本发明采用分段设计、整体装配的思路生成喷管型面，针对高焓流动中经历的热化学平衡、热化学非平衡流动和冻结流动的三个过程，分别设计由收缩段、喉道和无黏膨胀段组成的各部分曲线，然后缝合成光滑无黏曲线，再对光滑无黏曲线进行边界层修正，对生成的高焓型面喷管完整曲线进行数值验证后完成高焓型面喷管的型线设计。该方法不仅仅显著提高喷管型线优化效率，节约计算成本；同时有效抑制高焓喷管厚边界层所引起的流动畸变，以及非设计状态下的喷管流动流场扰动。
一种自适应高焓型面喷管设计方法

[发明专利]一种非定常气压加载条件下的激波管膜片破裂预测方法-CN202011457305.7有效
发明人：易翔宇;陈星;毕志献;刘家骅;王惠伦;李睿劬;姚大鹏;谌君谋;王玉东;田力 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-10 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种非定常气压加载条件下的激波管膜片破裂预测方法，所述方法包括如下步骤：确定膜片中心区域即破碎起始区域的应力与所加载压力之比同该区域应变的对应关系；得到材料变形的Johnson‑Cook本构关系，并将其转换为通过应力、应变求解应变率的公式；求解膜片中心区域应变演化过程；得到材料变形的Johnson‑Cook破裂准则，应用于膜片中心区域应变演化过程，对膜片中心区域的破裂时间进行计算，并获得对应的破裂应力和破裂应变参数。本发明用于预测驱动压力非定常加载条件下激波管膜片的变形过程与破裂条件，对活塞类设备的运行具有显著的指导意义。
一种非定常气压加载条件下激波膜片破裂预测方法

[发明专利]一种基于电磁弹射驱动二级轻气炮的弹道靶-CN202211713415.4在审
发明人：林键;胡梅晓;郭秉楠;毕志献;宫建;陈星;朱浩;屈振乐;易翔宇;孙日明;纪锋;刘训华;文帅;陈勇富;谌君谋;姚大鹏;陈农 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-29 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F41B6/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于电磁弹射驱动二级轻气炮的弹道靶，包括电磁弹射装置、电枢、活塞、高压泵管、一二级连接机构、弹丸、发射管、膨胀箱、试验舱及测控系统；电磁弹射装置包括电磁泵管、缠绕在电磁泵管上的多级驱动线圈、为多级驱动线圈供电的激励电源和为激励电源充电的充电机；一二级连接机构包括二级气室、二级膜片；电磁泵管入口端内置有电枢和活塞；发射管入口端内置有弹丸；电枢在电磁弹射装置脉冲磁场中受到电磁力，推动活塞压缩轻质气体，高温高压的轻质气体冲破二级膜片驱动弹丸高速飞出发射管经过膨胀箱进入试验舱。本发明采用电磁弹射作为二级轻气炮首级驱动，比传统动力源驱动能力提升数倍以上，同时更加安全、清洁、高效、可控。
一种基于电磁弹射驱动二级轻气炮弹道

[发明专利]一种用于热图技术的数据空间分块处理方法-CN202011583768.8有效
发明人：金鑫;贾广森;陈勇富;文帅;姚大鹏;韩曙光;陈星;毕志献 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-28 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于热图技术的数据空间分块处理方法、装置、电子设备及存储介质，所述方法根据识别模型边界将热图区分为有效数据和背景噪声，将背景噪声强制为空；然后，根据影响热流测量因素和空间隔离将有效图像划分为独立的几个区块，确定每一个区块的热流计算关键参数后分别针对各个区块进行热流数据处理；对各个区块的局部热流结果进行边界热流比对修正，并拼合得到模型表面的全局热流分布，在缩短后处理时间的同时，提高热流计算的精度，提升了拼合过程的效率和精度。
一种用于技术数据空间分块处理方法

[发明专利]一种温敏材料连续标定方法、系统及存储介质-CN202011585947.5有效
发明人：金鑫;贾广森;韩曙光;文帅;姚大鹏;陈星;毕志献 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-28 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G01K15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种温敏材料连续标定方法、系统、存储介质，使温敏材料表面温度发生连续升高或降低；在温度升高或降低过程中，记录全程的温度‑时间曲线，同时记录全程温敏材料表面的光强场‑随时间变化的图像；根据所述图像得到的温度‑光强曲线，进行数据筛选后经过曲线拟合得到指定区域或像素连续的温度－光强标定曲线，实现更高效率、更高精度的温敏材料标定。
一种材料连续标定方法系统存储介质

[发明专利]一种基于背光成像的高焓激波风洞发动机推阻测量系统方法-CN202011605711.3有效
发明人：陈勇富;卢洪波;文帅;孙日明;陈星;宋华振;陈农;毕志献 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于背光成像的高焓激波风洞发动机推阻测量系统及方法。包括：通过张正友标定法用黑白棋盘格对相机进行标定，获得相机参数；试验前，通过相机采集铅垂线示意图，得到铅垂线在图像坐标系的第一夹角；在模型表面搭载标记物，通过相机实时捕获模型的二维图像；通过服务器接收二维图像、第一夹角和相机参数，识别标记物的运动轨迹，获取标记物的二维运动轨迹，得到模型的运动轨迹，计算出模型轴向力大小，获得模型的推阻测量数据。该基于背光成像的高焓激波风洞发动机推阻测量系统改善了现有技术中无法在高焓激波风洞有效流场中进行动态测量的问题。
一种基于背光成像激波风洞发动机测量系统方法

[发明专利]一种脉冲风洞测热信号干扰消除的数据处理方法-CN202011449367.3有效
发明人：易翔宇;李海燕;陈星;毕志献;贾广森;姚大鹏;纪锋;林健;金鑫;谌君谋 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-09 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种脉冲风洞测热信号干扰消除的数据处理方法，该方法针对偶然出现的气流中颗粒状杂质击中测点的情况，基于传热方程的线性叠加原理，对击中测点所造成的信号干扰进行消除后进行滤波，从而避免干扰信号对热流计算结果的影响。
一种脉冲风洞信号干扰消除数据处理方法

[发明专利]静压探针及高焓激波风洞静压测量方法-CN202011517498.0有效
发明人：谌君谋;郎卫东;陈星;毕志献;王玉东;易翔宇;王丹;邵忠杰;姚大鹏;卢洪波;李睿劬;贾广森 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-21 - 公布日： 2022-12-16 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种静压探针及高焓激波风洞静压测量方法，该静压探针包括：由多段加工、一体组装而成、前后依次连接的前缘段、圆柱段、尾段、固定段、过渡段、和用于与排架连接的连接段，还包括通过固定段固定于圆柱段和尾段内部静压探针中心孔中的测压金属管，所述前缘段、所述圆柱段和所述尾段彼此之间通过螺纹和小台阶连接，在保证同轴度后进行抛光处理；所述前缘段包括半径为R1的球头构型的前缘头部、前缘样条曲线和直径为D2的圆柱部分，其中，前缘样条曲线与前缘头部和前缘段的圆柱部分光滑过渡，在连接处，前缘样条曲线函数与前缘头部函数和圆柱部分函数一阶导数相同，二阶导数连续；所述测压金属管的头部设置于圆柱段的测压孔处。
静压探针激波风洞测量方法

[实用新型]一种用于高超声速风洞试验段内部的测试仪器保护装置-CN202023243450.3有效
发明人：贾广森;文帅;金鑫;陈星;毕志献 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2021-07-20 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种用于高超声速风洞试验段内部的测试仪器保护装置，包括保护罩、伸缩杆和云台，所述保护罩与试验段内壁连接，所述保护罩的侧面设有凹槽，所述伸缩杆的一端穿过所述凹槽位于所述保护罩的内部，所述伸缩杆位于所述保护罩内部的一端设有所述云台，所述云台上设有测试仪器，所述伸缩杆与竖直连杆的底端连接，所述竖直连杆的顶端与固定架连接，所述固定架固定在门架上。本实用新型能够实现测试仪器在高超声速风洞试验段内部安装，保护测试仪器完成对模型头部驻点的测量，结构简单，调整方便；通过保护罩保护测试仪器，实现其在高超声速风洞试验段内部的安装，且可转动不同的角度，实现不同角度的测试。
一种用于高超声速风洞试验内部测试仪器保护装置

[发明专利]一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法-CN201911269705.2有效
发明人：谌君谋;陈星;毕志献;王玉东;张冰冰;易翔宇;卢洪波 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2019-12-11 - 公布日： 2021-07-13 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明一种大尺寸自由活塞高焓激波风洞模拟飞行环境的方法，飞行环境包括飞行器的飞行高度和飞行速度。飞行高度和飞行速度决定了飞行环境的驻室总压和总焓条件，需要与自由重活塞高焓激波风洞喷管驻室的总压和总焓匹配。喷管驻室的总压和总焓依赖于激波管中的入射激波强度和初始压力，考虑高温气体效应的入射激波强度由高压储气室压力、压缩管初始压力及组分、重活塞质量和主膜片破膜压力、激波管初始压力决定。本发明采用先确定入射激波强度和激波管初始压力这一逆向推导方式，获得所需要的总温和总压试验状态。本发明基于理论分析、数值确定和试验三者相结合的方式，为自由重活塞激波风洞喷管所需的总焓总压驻室条件提供一种方便快捷的方法。
一种尺寸自由活塞激波风洞模拟飞行环境方法

[发明专利]一种内通道热流面测量方法-CN202011622994.2在审
发明人：贾广森;金鑫;陈星;陈勇富;文帅;毕志献 -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： 2021-05-25 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明涉及热流测量技术领域，尤其是涉及一种内通道热流面测量方法，采用磷光热图技术实现对内通道热流大面积测量，通过将温敏材料喷涂于内通道模型形成温敏涂层，采用紫外激发光源照射温敏涂层激发温敏涂层发射荧光，内通道模型受高速气流加热，产生温升后，采用高速相机记录温敏涂层表面光强的变化，将每幅荧光图像的表面光强分布与初始平均光强分布对比，获得表面光强变化率，将多幅荧光图像的表面光强变化率与标定曲线进行对比，获取温敏涂层表面温度随时间的变化数据，进而利用一维半无限大假设计算出温敏涂层的表面热流。采用本发明的技术方案，数据更加详细，可直观看出内通道两侧壁面的热流分布及变化趋势。
一种通道热流测量方法

[发明专利]一种翼舵缝隙内部及舵轴热流测量方法-CN202011623037.1在审
发明人：贾广森;陈星;金鑫;姚大鹏;沙心国;陈勇富;文帅;毕志献 -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： 2021-05-25 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明涉及热流测量技术领域，尤其是涉及一种翼舵缝隙内部及舵轴热流测量方法，采用磷光热图技术实现对翼舵缝隙内部热流大面积的测量，并通过一体式热电偶测量舵轴附近的热流密度，从而获得翼舵缝隙内部的热流分布云图和舵轴处的热流峰值。本发明示例的技术方案，通过采用磷光热图及一体式热电偶相结合的测热方法，实现对翼舵缝隙内部表面热流分布和舵轴处热流峰值的精准测量，数据丰富，可直观看出翼舵缝隙内部上下表面的热流分布及变化趋势，同时了解舵轴区域向翼舵缝隙内部的热流传递情况。
一种缝隙内部热流测量方法

[发明专利]用于常规风洞的变姿态热图测量方法、系统及装置-CN202011593973.2在审
发明人：金鑫;贾广森;韩曙光;文帅;陈勇富;姚大鹏;陈星;毕志献 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-29 - 公布日： 2021-03-16 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于常规风洞的变姿态热图测量方法、系统及装置，所述方法包括：在试验前无气流的情况下，通过相机依次采集模型处于各个预定姿态时的无气流热图；在试验时有气流的情况下，通过攻角机构连续变化模型处于所述各个预定姿态，并通过相机记录模型处于各个预定姿态的有气流热图；对所述无气流热图和所述有气流热图按照所述各个预定姿态进行挑选、分类和重新编号；采用数据处理算法依次处理模型处于各个预定姿态时重新分类和编号后的热图，获得处于各个预定姿态时模型表面对应的热流。本发明降低了常规风洞热图测量的试验成本和试验时间；并能够在常规风洞中同时进行测热和测力。
用于常规风洞姿态测量方法系统装置

[发明专利]一种用于炮风洞的活塞止停装置-CN201711375567.7有效
发明人：宋可清;韩曙光;王玉东;陈星;毕志献;郭孝国;谌君谋;李辰;江泽鹏;韩国祥;姚大鹏;刘烜 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2017-12-19 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于炮风洞的活塞止停装置，包括顶部橡胶、基体、导向柱连接件、导向柱、底座、底盖、底部橡胶、弹簧、弹簧导杆。顶部橡胶，底部橡胶，采用氟橡胶，通过注塑压胶的方式分别附着在基体和底盖上，基体采用“土”字型结构，并且在基体上设置若干通孔，增加顶部橡胶的附着力；活塞止停装置整体外径略小于激波管内径，装置内径大于喷管喉道直径。在试验前将活塞止停装置放置在激波管末端，试验过程中气流从活塞止停装置内径通过。本发明通过简单、合理的机械结构，在不影响风洞流场的情况下，实现活塞在激波管末端的软着陆，解决了炮风洞运行过程中活塞容易破损的问题，节约了运行成本。
一种用于风洞活塞装置

[发明专利]一种激波风洞高马赫数喉道内型面加工方法-CN201811564458.4有效
发明人：宋可清;谌君谋;陈星;蒋博;姚大鹏;马雁捷;毕志献;李辰 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2018-12-20 - 公布日： 2020-06-09 - 主分类号： B23P15/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种激波风洞高马赫数喉道内型面加工方法，其特征在于：步骤1:钻内孔，孔径小于喉孔直径，作为车削底孔；步骤2：粗车，快速去除多余的材料，为精车做准备。步骤3，精车，将离喉孔较远，型面直径较大的区域精车至要求的最终尺寸；离喉孔较近，型面直径较小的区域精车至留0.15mm左右加工余量。步骤4：铰孔，利用成型铰刀将喉道加工到最终的型面要求。本发明利用成型铰刀加工喉道喉孔附近内型面的方法，避免了车削过程中出现的严重的让刀问题，提高了加工精度，解决了激波风洞高马赫数喉道内型面高精度加工问题，提高了流场品质。
一种激波风洞马赫数喉道内型面加工方法

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