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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]一种激波风洞重活塞刹车装置、刹车方法及刹车系统-CN202310415504.9在审
发明人：王高伟;谌君谋;王丹;王惠伦;梁浩天;姚大鹏;贾广森;纪峰;林键;文帅;邵忠杰;易翔宇 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-04-18 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F16D65/14 文献下载
摘要：本发明涉及一种激波风洞重活塞刹车装置、刹车方法及刹车系统，为了提高重活塞驱动类激波风洞的性能，通过在活塞上增加特殊设计的刹车装置，该刹车装置包括集气腔、导气通道、刹车板、刹车气腔、单向进气阀和气动阀门，活塞正面压力开始下降后刹车装置启动，增大活塞与激波管的摩擦力，进而阻止重活塞在压缩管末端回弹或撞击压缩管末端，使其接近软着陆运动类型，不仅保障了重活塞和风洞运行的安全性，还增加了喷管贮室平稳压力的时间，有效增加了喷管驻室的总温总压，提高风洞运行性能。
一种激波风洞活塞刹车装置方法系统

[发明专利]激波风洞等离子鞘套与尾迹光辐射特性测量系统及方法-CN202310036889.8在审
发明人：谌君谋;王丹;宋华振;金鑫;纪锋;姚大鹏;文帅;邵忠杰 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种高焓激波风洞试验模型等离子鞘套与尾迹光辐射特性测量系统及方法，属于高超声速空气动力学试验领域。利用大尺寸高焓激波风洞，采用悬挂式重模型电磁同步释放系统实现无干扰尾迹的重模型自由飞，采用加热装置和相关设计实现重模型加热以模拟烧蚀模型，采用光谱仪系统和辐射计系统实现瞬态光辐射特性测试，进而实现了等离子鞘套及其尾迹的光辐射特性的测量。本发明不仅仅能够研究模型前缘区域等离子鞘套光辐射特性，还能开展模型尾迹光辐射特性的研究，同时能对烧蚀模型的等离子鞘套和尾迹的光辐射特性进行精确测量。
激波风洞等离子光辐射特性测量系统方法

[发明专利]一种大尺寸自由活塞驱动的高焓脉冲风洞装置-CN202310054000.9在审
发明人：谌君谋;陈星;纪锋;孙勇堂;易翔宇;姚大鹏;李睿劬;王丹;卢洪波;林键;文帅;邵忠杰;王惠伦;王高伟;朱浩 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-02-03 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开一种大尺寸自由活塞驱动的高焓脉冲装置，涉及风洞试验领域。包含高总压高焓反射型激波风洞、低离解高焓直通型激波管、超高速膨胀管和极高速膨胀风洞等4种运行模式，4种运行模式扩展了风洞模拟的飞行包线，使其能够较长时间模拟极高动压、极高温、极高速度、极高亮度的飞行环境。本发明不仅能模拟宽区域极端的飞行环境，还能为飞行器研制提供高品质风洞试验气动数据，扩展高焓脉冲装置的试验能力。
一种尺寸自由活塞驱动脉冲风洞装置

[发明专利]一种带有分布式配重系统的自由活塞激波风洞-CN202211538992.4在审
发明人：王丹;谌君谋;蒋博;张婷婷;邵忠杰 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-01 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种带有分布式配重系统的自由活塞激波风洞，包括风洞本体和设置在风洞本体上的分布式配重块，所述风洞本体设置在轨道上，所述分布式配重块和所述轨道之间安装可锁定滑轮，所述分布式配重块的附近安装有风洞运行监控系统。本发明在风洞本体上设置分布式配重块，可移动可增加可减少，便于安装，调整；分布式配重块有助于洞体在轨道上的稳定轴向移动，降低脱轨风险；应变监测模块可有效采集风洞结构受力数据，高速相机可采集速度和位移数据，既有利于保证风洞安全，又便于进行数据分析和动态优化。
一种带有分布式配重系统自由活塞激波风洞

[发明专利]激波风洞模型等离子鞘套与尾迹的电磁散射特性测量方法-CN202211701287.1在审
发明人：谌君谋;邵忠杰;王惠伦;林键;纪锋;姚大鹏;文帅;陈星 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本说明书实施例提供了一种激波风洞模型等离子鞘套与尾迹的电磁散射特性测量方法，涉及到高焓激波风洞试验领域，高焓激波风洞试验段空间狭小，在测试过程中存在壁面散射杂波干扰，同时模型尾支撑带流动干扰问题，影响模型本体及其周围流场电磁散射特性测量的准确性。本说明书实施例利用大尺寸自由活塞高焓激波风洞，结合重模型自由飞技术，基于时、频、空域滤波及散射中心高分辨技术，测量模型本体、其周围流场及其尾迹的电磁散射特性。本发明不仅仅能够减小甚至消除狭小空间壁面对电磁散射的影响，还能够消除模型支杆对电磁散射的反射，实现对高速状态目标电磁散射的精确测量。
激波风洞模型等离子电磁散射特性测量方法

[发明专利]一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法-CN202211117551.7在审
发明人：谌君谋;王惠伦;王丹;邵忠杰;姚大鹏;纪锋;陈伟;庞建 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-09-14 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速二氧化碳型面喷管设计方法，属于风洞试验领域；设定高超声速二氧化碳喷管由膨胀段、喉道和收缩段三部分组成；收缩段由直线加圆弧曲线确定；膨胀段由圆弧曲线和直线确定；光滑连接收缩段和膨胀段的圆弧曲线，即得到锥形喷管曲线；收缩段和膨胀段的连接处即为喉道；喷管喉道直径由等效比热比和数值计算；膨胀段由特征法和数值校对确定；收缩段由直线加圆弧曲线确定；本发明为火星再入飞行器研制提供高品质高超声速风洞试验气动数据，能够模拟火星飞行环境。
一种高超声速二氧化碳喷管设计方法

[发明专利]一种高压储气室排气防护装置及其控制方法-CN202211652688.2在审
发明人：王高伟;谌君谋;王丹;王惠伦;邵忠杰 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-21 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种高压储气室排气防护装置及其控制方法，其结构包括防护板，所述防护板设置在高压储气室的排气管道的外侧，所述防护板与所述高压储气室之间设有柔性连接结构。本发明通过在高压储气室的排气管道后方设置防护板，使绝大部分气流沿水平方向排向远后方，保障了四周物品与人员安全；通过柔性连接结构可以降低对风洞设备法向上的冲击与振动，保护设备的安全。
一种高压储气室排气防护装置及其控制方法

[发明专利]一种低噪声流场调试平台-CN202011580051.8有效
发明人：蒋博;陈星;李睿劬;王丹;肖翔;邵忠杰;姚大鹏 -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： 2023-03-21 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及风洞设备技术领域，尤其是涉及一种低噪声流场调试平台，包括驱动机构、喷管机构、试验机构、膜片机构、滑移机构、真空罐和导向轨道机构；其中，所述驱动机构、所述喷管机构、所述试验机构、所述膜片机构、所述滑移机构和所述真空罐依次连通，且所述驱动机构、所述喷管机构、所述试验机构、所述膜片机构和所述滑移机构均滑动设置在所述导向轨道机构上；所述喷管机构和所述膜片机构分别与所述真空罐连通。本发明利用“路德维希管”设备特点设计的低噪声流场调试平台，突破了中大口径喷管的避免边界层层流控制关键技术，提升了风洞流场品质，解决了背景噪声对边界层转捩的影响，进而解决了常规设备背景噪声较高的问题。
一种噪声调试平台

[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Ludwieg管式静风洞加热装置-CN202221683589.6有效
发明人：肖翔;李睿劬;邵忠杰;蒋博;肖子骁;文帅;纪锋 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-06-30 - 公布日： 2022-12-09 - 主分类号： F24H3/00 文献下载
摘要：一种Ludwieg管式静风洞加热装置，属于风洞试验技术领域。基于Ludwieg管原理的静风洞，从上游到下游依次为驱动段、喷管、试验段、双膜段和真空罐。风洞采用很长的驱动段储备风洞的试验气体，在驱动段对试验气体进行加热，达到试验流场运行所需的温度和压力。静风洞要求试验气体进入喷管前尽可能减少噪声，因此需要气体温度尽可能均匀。为实现Ludwieg管式静风洞驱动段内气体加热，提出一种加热装置及控制方式。根据驱动段外形，采用发热元件为圆筒状，紧贴在驱动段外壁的电加热方式，在发热元件与驱动段管壁间设置绝缘层，在发热元件外部紧密包裹保温层，发热元件分区域进行控制。
一种 ludwieg 管式静风洞加热装置

[发明专利]一种高焓激波风洞参数诊断方法和系统-CN202111619055.7有效
发明人：谌君谋;胡梅晓;宫建;邵忠杰;陈伟;易翔宇;卢洪波;宋华振;文帅;姚大鹏;庞建;纪锋 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-27 - 公布日： 2022-10-14 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种高焓激波风洞流场参数诊断方法和系统，涉及到高焓激波风洞试验领域。本发明的方法利用高焓激波风洞，采用接触测量技术和非接触光谱测量技术，测量激波管末端驻室参数和喷管自由流参数，诊断高焓激波风洞流场。本发明利用接触测量技术、激光纹影技术、非接触吸收光谱测量技术、非接触发射光谱测量技术和多组分多温度数值模拟技术诊断高焓激波风洞激波管末端驻室参数及喷管自由流参数，不仅仅可以获得流场温度、压力、流场组分类别和组分浓度，还可以获得流场非平衡态信息、风洞有效运行时间。
一种激波风洞参数诊断方法系统

[发明专利]一种激波风洞及电磁止停激波风洞重活塞的方法-CN202111250056.9有效
发明人：谌君谋;胡梅晓;宫建;林键;陈星;纪锋;邵忠杰;姚大鹏;易翔宇;李睿劬;王丹;文帅;卢洪波 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种激波风洞及电磁止停激波风洞重活塞的方法，激波风洞包括上游炮管、电磁阻尼装置、下游炮管、夹膜机构和重活塞；所述电磁阻尼装置包括中间炮管和缠绕在中间炮管上的通电的电磁线圈，中间炮管两端分别通过上游连接机构和下游连接机构连接上游炮管和下游炮管，下游炮管末端连接夹膜机构，重活塞自连通的上游炮管进入中间炮管后，电磁线圈提供相对于重活塞运动方向反向的电磁力，重活塞穿过中间炮管后到达下游炮管末端或者以降低后的速度撞击到夹膜机构。本发明方案不仅仅可以延长激波风洞运行时间和提高激波风洞喷管驻室的总温和总压，还可以有效保障重活塞和风洞运行的安全性。
一种激波风洞电磁活塞方法

[实用新型]一种大尺寸电磁驱动和止停活塞的脉冲风洞-CN202122581086.X有效
发明人：谌君谋;林键;纪锋;陈星;邵忠杰;姚大鹏;李睿劬;易翔宇;卢洪波;王丹;文帅 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种大尺寸电磁驱动和止停活塞的脉冲风洞，包括配重段、过渡段、活塞、电磁发射段、第一被驱动段、电磁止停段、第二被驱动段、单膜机构段、喷管、试验段和智能数据系统；配重段位于风洞最上游，活塞通过电磁发射段发射后，将向被驱动段方向运动，压缩空气，当活塞运动到电磁止停段后，主要受到电磁力作用减速，当活塞到达预定位置，被驱动段的试验气体被压缩，产生的高温高压试验气体使得单夹膜机构的膜片破裂。高温高压的试验气体，流过喷管，到达试验段模型产生所需要的自由来流条件。智能数据系统通过人工智能处理模型所受到的气动力、气动热等，快速准确获得所需要的数据。
一种尺寸电磁驱动活塞脉冲风洞

[实用新型]一种满足风洞试验气密性要求模型测试线缆出线结构-CN202123283219.1有效
发明人： 邵忠杰;谌君谋;王丹;肖翔;李睿劬;林键;姚大鹏;王玉东;陈星 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2021-12-24 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种满足风洞试验气密性要求模型测试线缆出线结构，包括：风洞试验段、内六角沉头螺钉、中间法兰、外部法兰、O型密封圈和测试线缆，中间法兰靠近外圆方向均布通孔，利用水平与竖直方向个通孔配合内六角沉头螺钉与风洞试验段联接，靠近风洞试验段一侧通过O型密封圈密封；测试线缆经试验模型支架后部沿风洞试验段洞壁穿过中间法兰，顺着中间法兰及外部法兰两个法兰间隙穿出接测试设备，由于O型密封圈的柔性缓冲作用，测试线缆不会压断。本实用新型通过设计加工两个法兰盘与O型密封圈相互配合使用，实现了满足风洞试验气密性要求的模型测试线缆出线。
一种满足风洞试验气密性要求模型测试线缆出线结构

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