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[发明专利]一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法-CN202311023165.6有效
发明人：段佳昕;刘愿;高亮杰;钱战森 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-15 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提出一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法，属于高超声速飞行器的气动外形设计技术领域。包括：S1.给定设计参数，设计参数包括马赫数变化范围、激波角变化范围，每个吻切面内设计马赫数和激波角沿展向方向的规律；S2.给定基本型线和吻切面内的曲激波型线；S3.求解吻切平面内曲锥基准流场，获得吻切平面内乘波体下表面流线；S4.获得变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体，基于上表面基本型线和曲激波型线、吻切平面内乘波体下表面流线和乘波体底面共同组成变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体。本发明拓展了乘波设计的变量空间，解决乘波体展向设计空间和应用范围低，气动性能不理想的问题。
一种马赫数激波角轴导吻切流场乘波体设计方法

[发明专利]一种变前掠翼与鸭翼搭接机构及其工作方法-CN201811421446.6有效
发明人：李雪飞;钱战森;李俊;李春鹏;向先宏 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2018-11-26 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： B64C3/26 文献下载
摘要：一种变前掠翼与鸭翼搭接机构及其工作方法，涉及飞机的机翼机构技术领域；解决了鸭翼与完全前掠机翼之间的缝隙流会对机翼与机身绕流形成干扰的技术问题，具体包括鸭翼和前掠翼；鸭翼和前掠翼分别设置在机身的两侧，前掠翼设置在鸭翼前端，前掠翼的翼梢侧壁面沿弦向设置翼梁，前掠翼的翼梢侧壁面包覆有柔性蒙皮结构；柔性蒙皮结构内部还设置有驱动系统，驱动系统驱动翼梁带动柔性蒙皮结构光滑连续变形；本发明通过在前掠翼外端设置柔性蒙皮结构，通过驱动系统驱动驱动翼梁带动柔性蒙皮结构光滑连续变形；前掠翼的外形受翼梁的驱动改变外形，进而改变前掠翼与鸭翼的间距，最终实现两者的无缝搭接。
一种变前掠翼鸭翼搭接机及其工作方法

[发明专利]一种空间近场声爆特征高精度测量装置-CN201811359361.X有效
发明人：冷岩;刘中臣;钱战森 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2018-11-15 - 公布日： 2023-09-26 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种空间近场声爆特征高精度测量装置，属于属于风洞试验装置领域。本发明针对现有的缺陷，提供了一种能够大幅降低风洞壁面边界层效应对测量数据的影响、测量马赫数范围广、测量范围扩大、试验精度高的空间近场声爆特征高精度测量装置。本发明中，风洞下壁、压力测量机构和模型连接机构均固定于支撑结构上，压力测量机构和模型连接机构均位于风洞的一边，模型固定于模型连接机构的前端，压力测量机构位于模型上方且偏向风洞上壁的一侧；压力测量机构固定不动。本发明主要适用于高速风洞中进行超声速飞行器近场空间声爆特征的高精度测量。
一种空间近场特征高精度测量装置

[发明专利]一种高超声速颤振试验模型保护装置及保护方法-CN202311033915.8在审
发明人：李雪飞;钱战森;王璐 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-17 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：一种高超声速颤振试验模型保护装置及保护方法，属于风洞试验技术领域。本发明解决了高超声速颤振试验中接近颤振边界，以及风洞启动关车过程冲击载荷导致的模型破坏进而可能对风洞造成破坏的问题。本发明的支撑机构安装在风洞内，支撑机构上设置有保护罩，保护罩前缘呈尖劈状，尾缘呈流线型多边体，保护罩的前缘角度范围在30°~35°之间，保护罩上设置有整流机构，整流机构整体呈平板结构，整流机构的风洞来流方向与下表面分别做削件处理，半模机身穿过整流机构与支撑机构建立连接，半模机身上设置有机翼模型。本发明的高超声速颤振试验模型保护装置在接近颤振边界以及风洞启动关车过程中的冲击载荷对试验模型造成冲击起到较好的保护。
一种高超声速试验模型保护装置保护方法

[发明专利]一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法-CN202311033919.6在审
发明人：李甜甜;刘畅;李彦达;钱战森;白瑜光;钱卫 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-17 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法，属于风洞颤振试验技术领域。本发明解决了目前在颤振风洞试验过程中，尤其是高马赫数来流的条件下，试验模型发生颤振现象是具有较大危险性的问题。本发明的第二支撑机构设置在风洞内，第二支撑机构上设置有保护罩，机翼模型设置在保护罩内，机翼模型底部通过第一支撑机构与升降平台建立连接，升降平台安装在风洞内并通过电机驱动，第一支撑机构上安装有模型夹紧机构，模型夹紧机构与机翼模型配合连接，机翼模型上设置有传感器。本发明的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统对机翼模型具有较好的保护效果，并可以获得机翼模型振动特性的具体数据。
一种马赫数由来流风洞颤振试验系统方法

[发明专利]一种风洞试验地面高速弹射模拟系统及模拟方法-CN202310777404.0有效
发明人：高亮杰;钱战森;王璐;王志强;王峰 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-29 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种风洞试验地面高速弹射模拟系统及模拟方法，属于高速风洞试验领域，本发明为了解决风洞试验模拟地面高速弹射干扰现象失真的问题。包括试验段自由射流舱和高速地板模拟装置；试验模型位于高速地板模拟装置的上方，且试验模型和高速地板模拟装置均处于风洞喷管和收集器之间的气流流场区内，高速地板模拟装置包括固定地板，固定地板内设有抽吸流道，抽吸流道由主流道、若干斜槽流道和若干V形流道构成，若干斜槽流道自固定地板的上游端部向下游排列设置，若干V形流道自固定地板的下游端部向上游排列设置，若干斜槽流道和若干V形流道抵近于固定地板的中部，本发明的高速地板模拟装置可准确模拟壁面的边界层发展位置以及发展过程。
一种风洞试验地面高速弹射模拟系统方法

[发明专利]一种飞行器翼面折叠机构-CN201811566141.4有效
发明人：李雪飞;钱战森;李俊;李春鹏;向先宏 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2018-12-20 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： B64C1/30 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器技术领域，具体为一种飞行器翼面折叠机构，包括变形系统，所述变形系统设置在飞行器机身和机翼之间，所述变形系统包括若干组折叠铰链和若干组折叠面，所述变形系统通过所述折叠铰链分别与飞行器机和机活动连接，所述变形系统在变形过程中始终保持机翼前缘与该变形系统尾缘随动；本发明综合前掠翼与折叠翼的先进气动特性，实现新型前掠折叠组合变体方式，提高飞行稳定性与宽速域飞行性能。
一种飞行器折叠机构

[发明专利]一种高超声速风洞发动机推阻力测量装置及测量方法-CN202310735361.X在审
发明人：赵晟杰;钱战森;林森;辛亚楠 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-21 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种高超声速风洞发动机推阻力测量装置及测量方法，属于航空航天风洞气动力测试技术领域。本发明解决了目前的发动机推力试验中，发动机测力的整体部段都需要安装在风洞中，不适宜大型设备的应用的问题。本发明的支撑底座钢架上设置有安装接口，支撑底座钢架通过安装接口安装在风洞内，天平支撑架通过升降机构与支撑底座钢架建立连接，称重传感机构的感应端与天平机构建立连接，天平机构上连接有发动机支撑，发动机支撑上设置有发动机连接板，发动机与发动机连接板建立连接。本发明的高超声速风洞发动机推阻力双量程六分量力测量装置采用一体式测量结构，有效提高了安装发动机后的整机固有频率，防止与流场频率发生耦合共振。
一种高超声速风洞发动机阻力测量装置测量方法

[发明专利]一种非均匀压缩系统及其设计方法-CN202011402431.2有效
发明人：王璐;钱战森;高亮杰;辛亚楠;高明;李雪飞 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2020-12-04 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种非均匀压缩系统及其设计方法，该方法采用定几何型面压缩结合化学反应释热气动压缩的设计方法，减小发动机对进气道几何型面压缩量的需求，拓展定几何进气道在宽速域下的气动性能。
一种均匀压缩系统及其设计方法

[发明专利]一种基于神经网络模型的三维超声速边界层转捩预测方法-CN202310322601.3在审
发明人：于晟浩;钱战森;高亮杰 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-03-30 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种基于神经网络模型的三维超声速边界层转捩预测方法，属于转捩预测技术领域。包括以下步骤：S1.获取平板、钝板、圆锥流场数据，作为神经网络模型的数据样本；S2.提取不同工况平板、钝板、圆锥流场特征参数；S3.构建神经网络模型，建立流场特征参数与扰动增长的关系；S4.计算超声速飞行器流场，并提取与S2相同流场特征参数；S5.将飞行器流场特征参数输入至神经网络模型中，输出超声速飞行器扰动增长率，再由增长率积分得到扰动放大倍数，当扰动放大倍数达到e7时预测发生转捩；解决现有技术中存在的转捩预测效率低的技术问题。
一种基于神经网络模型三维超声速边界层转捩预测方法

[发明专利]一种管风洞喷管与试验段一体化结构及运行方法-CN202310539851.2有效
发明人：高亮杰;钱战森;王璐;刘帅;刘万励 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-05-15 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种管风洞喷管与试验段一体化结构及运行方法，属于管风洞技术领域，本发明为了解决管风洞喷管结构复杂，对配套系统要求高的问题。包括一体化试验段、短化喷管、开孔板和下游膜片；一体化试验段的中部设有收缩的阶梯形中段内壁，短化喷管同轴设置在一体化试验段内，短化喷管的入口位于中段内壁左端的下游，短化喷管的出口位于中段内壁右端的上游；短化喷管和中段内壁之间设有开孔板，一体化试验段的出口与真空管体连接，一体化试验段和真空管体之间设有下游膜片，本发明将管风洞的喷管与试验段融为一体，所提出的结构形式，没有复杂的作动控制机构，在工程实际应用中具有可操作性。
一种风洞喷管试验一体化结构运行方法

[发明专利]一种管风洞高温管外加热系统-CN202310512165.6有效
发明人：高亮杰;钱战森;刘畅;王璐;刘中臣 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-05-09 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种管风洞高温管外加热系统，属于高马赫数风洞设计领域，本发明为了解决管风洞高温管外加热过程时间长、功率高以及驱动管体整体重量增加的问题。包括内筒体和外筒体；外筒体和内筒体同轴套接形成封闭空间，电加热元件、辐射层、隔热层和外孔板由内到外依次套接在内筒体上，隔热层为透气材料层，内筒体、辐射层和外孔板上均设有若干排气孔，外孔板与外筒体之间设有空气腔，所述空气腔内设置有传感器组，传感器组包括温度传感器和压力传感器；本发明采用了物理参数解耦的设计方法，即将常用的管体同时承受高温高压的设计思路，转换成内筒体承受高温、外筒体承受高压的方案，结构重量少、加热时间短，建设成本低。
一种风洞高温外加系统

[发明专利]利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法-CN202310359476.3有效
发明人：袁吉森;钱战森;高亮杰 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-04-06 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法，属于风洞试验技术领域。其包括：布置光学相机和照明装置，对准模型待测区域；用滴管量取液体溶剂至试管中，用电子天平称取固态升华物质至称量纸上，固态升华物质倒入试管，升华物质完全溶解，形成透明溶液；将透明溶液均匀喷涂在模型的测量区域，形成升华涂层；固定模型后，风洞开始吹风，待转捩位置稳定，升华涂层不再变化后，停止吹风；用刻度尺测量转捩位置，并拍照记录。目的是为了提出利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法，升华涂层能够在大型超声速流场中显示出转捩位置，并且不影响流动转捩机制，本发明的升华涂层均匀性更好，转捩分界线清晰，准确性更高。
利用升华实现大型超声速风洞流动转捩位置观测方法

[发明专利]一种超高温感应加热石墨蓄热式氮气加热系统及方法-CN202310533682.1在审
发明人：李甜甜;钱战森;冷岩;袁野;赵鑫;李彦达 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-05-12 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F24H7/02 文献下载
摘要：本发明涉及高马赫数地面试验设备领域，公开了一种超高温感应加热石墨蓄热式氮气加热系统及方法，所述加热系统包括蓄热式加热器，所述蓄热式加热器的底部设置进气口，所述进气口与气源连接，所述进气口与气源之间设置阀门；所述蓄热式加热器包括承压壳体，所述承压壳体内部设置石墨蓄热体，所述石墨蓄热体上设置通气孔，所述石墨蓄热体外部设置石墨毡层，所述石墨毡层外侧设置碳化硅隔热层，所述碳化硅隔热层外设置电磁感应线圈，所述石墨蓄热体的顶部设置压紧结构，所述承压壳体的顶部设置气体出口，所述承压壳体的侧壁与石墨蓄热体之间设置高温气体回流管路，本发明解决了常规系统和方法难以向地面风洞试验提供长时稳定的超高温氮气的问题。
一种超高温感应加热石墨蓄热氮气系统方法

[发明专利]一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法-CN202310277643.X有效
发明人：刘万励;钱战森;高亮杰;刘中臣;冷岩 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-03-21 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法，属于高速风洞试验技术领域。本发明靶室内设置有前置激光二极管、后置激光二极管、测试板，前置激光二极管、后置激光二极管平行安装于靶室的侧壁上，靶室表面设置有光学窗口，光学窗口外布置有PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机，PSP高速摄像机上安装有图像增强器，图像增强器和纹影高速摄像机的镜头前设置有光学滤波片；测试板上具有PSP涂层，测试板上安装有高频压力传感器；前置激光二极管、后置激光二极管、测试板、PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机分别和数据采集系统连接；试验模型通过弹道靶设备的炮口发射进入靶室进行声爆测量。本发明实现声爆精确测量。
一种基于弹道设备测量系统测量方法

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