CN109029904B - 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置 - Google Patents

一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109029904B
CN109029904B CN201710437737.3A CN201710437737A CN109029904B CN 109029904 B CN109029904 B CN 109029904B CN 201710437737 A CN201710437737 A CN 201710437737A CN 109029904 B CN109029904 B CN 109029904B
Authority
CN
China
Prior art keywords
model
bottom cover
support rod
adjusting device
horizontal
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710437737.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109029904A (zh
Inventor
解福田
许晓斌
林敬周
钟俊
涂建秋
赵健
舒海峰
龙正义
刘志强
毛春满
范孝华
巢根明
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Ultra High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN201710437737.3A priority Critical patent/CN109029904B/zh
Publication of CN109029904A publication Critical patent/CN109029904A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109029904B publication Critical patent/CN109029904B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及高超声速风洞试验技术领域，具体公开了一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置。该装置包括模型姿态调节装置、级间距调节装置、喷流连接装置以及可滑移底盖，其中，模型姿态调节装置、级间距调节装置以及喷流连接装置依次顺序连接，并在级间距调整装置上套有可滑移底盖；所述的模型姿态调节装置安装在二级模型内部，并通过模型姿态调节装置实现二级模型上下方向的正负攻角调整以及水平左右的侧滑角调整；所述的级间距调节装置可实现一级模型与二级模型相对位置变化的调整。该装置降低了加工成本，降低了劳动强度和试验模型状态更换难度，提高了试验效率，避免了加工安装误差导致的角度误差、级间距偏离和重复性问题。

Description

一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置。
背景技术
目前，常规高超声速风洞模型状态复杂，模型姿态变化频繁，对于级间分离喷流干扰试验来说，一级、二级模型可能存在大量任意组合的相对攻角和相对侧滑角调节状态。而攻角机构不能实现两级模型的相对姿态调节。目前，均采用加工不同转接支杆实现一二级相对姿态的调节，加工的转接支杆数量多，模型结构复杂。常规变换姿态角和级间距采用在天平和二级底部支杆之间连接一个转接支杆，每个姿态对应一个转接支杆。装置复杂连接拆卸零件较多。
当二级相对一级的姿态角度改变时，二级底盖和支杆之间发生干涉，目前解决方式是主要有两种：一种是扩大底盖支杆穿过孔的尺寸，这样无论模型怎么移动只要底孔足够大就不会发生干涉。但该方式会导致底孔与支杆间隙过大，影响底部流动特性。第二种方式针对不同姿态加工多个底盖，底盖预留一圆孔穿过支杆。由于底盖与支杆接触会向模型传力，支杆与底盖之间必须预留约2mm间隙。这种方式每次调姿态角都要更换底盖，底盖和转接支杆更换时间长，严重影响实验效率。此外底盖数量较多，加工精度控制困难，特别是螺钉孔配合出现一(模型)配多(底盖)的情况，底盖与支杆之间仍然存在间隙，可能改变底部流动。同时由于加工误差和安装误差这种结构不易保证旋转中心位置的重复性，而一旦模型加工完成，相对角度误差无法修正，级间距也无法自由调整。
更换模型时难以避免拆解天平，频繁拆装天平装置容易损坏天平贴片和线路。常规的喷管连接采用可拆卸方式，需要一个螺纹配合和密封垫圈。由于喷管靠近模型壁面和底部，喷流装置周围可用空间较小，喷管及转接件壁厚难以满足这种螺纹连接要求。此外，冷喷模拟热喷需要对喷管出口半锥角进行修正，以近似模拟膨胀边界，但由于之前都是针对轴对称喷管，出口半锥角统一按照一个尺寸修正。当级间相对姿态角和车次较多时采用上述方式存在明显不足：1)需要加工几十个转接支杆，加工成本高，周期长，工艺复杂；2)频繁安装拆卸天平及与天平连接件，容易造成天平线路损坏；3)当一级二级间隙较小时，底盖不易拆卸，还需要拆卸一级模型；4)拆卸安装时间较长，准备一次试验需要两到三个小时。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，解决一二级相对姿态角的连续调节问题。
本发明的技术方案如下：一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，该装置包括模型姿态调节装置、级间距调节装置、喷流连接装置以及可滑移底盖，其中，模型姿态调节装置、级间距调节装置以及喷流连接装置依次顺序连接，并在级间距调整装置上套有可滑移底盖；所述的模型姿态调节装置安装在二级模型内部，并通过模型姿态调节装置实现二级模型上下方向的正负攻角调整以及水平左右的侧滑角调整；所述的级间距调节装置可实现一级模型与二级模型相对位置变化的调整。
所述的模型姿态调节装置包括内环、外环以及竖直销轴，其中，外环套在内环前端端口处，并通过竖直销轴连接，使内环与外环沿竖直销轴转动。
所述的模型姿态调节装置中外环水平方向上设有水平销轴；模型姿态调节装置套入二级模型中，并通过水平销轴实现外环与二级模型的连接，使二级模型与外环沿着水平销轴相对转动；所述内环后端竖直方向及水平方向上分别设有竖直调节螺钉及水平调节螺钉，并在二级模型内壁相应位置上开有螺孔，使竖直调节螺钉和水平调节螺钉可分别旋入二级模型内壁上相应的螺孔中。
所述的级间距调节装置包括支杆A、支杆B以及调节螺母A，其中，支杆A为阶梯圆柱筒结构，支杆B前端为阶梯圆柱体结构，其前端匹配套入支杆A后端的圆柱筒中，实现支杆A与支杆B无间隙相对滑动，在支杆B阶梯圆柱体后端设有调节螺母A，调节螺母A前端具有向内延伸的凸起圆环，其与支杆A末端圆柱筒端部卡扣，通过旋转调节螺母A，可带动支杆A相对于支杆B相对滑动，支杆A与二级模型内部中内环固定连接，支杆B与一级模型位置相对固定，通过支杆A和支杆B的相对滑动，实现一级、二级模型相对位置变化调整。
所述的支杆A和支杆B上开有级间距定位销钉孔，并利用压紧螺钉实现支杆A与支杆B的相对固定。
所述的可滑移底盖包括模型底盖、竖直滑动底盖以及水平滑动底盖，其中，竖直滑动底盖嵌入模型底盖竖直方向的卡槽中，使竖直滑动底盖可沿竖直滑移面上下滑动；水平滑动底盖嵌入竖直滑动底盖中心水平方向的卡槽中，使水平滑动底盖可沿水平滑移面相对于竖直滑动底盖水平滑动；水平滑动底盖中心开孔，支杆A可无间隙穿过水平滑动底盖中心孔，通过模型底盖、竖直滑动底盖以及水平滑动底盖之间的相互嵌套滑动，可实现支杆A在模型底盖中小范围的任意移动。
所述的喷流连接装置包括喷管A、喷管B、管接件以及调压驻室堵头，其中，喷管A和喷管B通过局部激光焊接在管接件上，通过管接件与级间距调节装置后端相连接，实现喷管A、喷管B与级间距调节装置的连接。
所述的喷管A和喷管B内部下端空腔形成驻室，在出口处直径变小形成喉道，并在出口形成斜切面形式的喷管出口，其中，出口距喉道较短的短边与中心轴线形成的短边半锥角为18.39°，出口距喉道较长的长边与中心轴线形成的长边半锥角为13.4°，喷管A和喷管B长短边之间采用光滑过渡。
所述的支杆B阶梯圆柱体后端上调节螺母A右侧设有调节螺母B，通过调节螺母B可锁紧调节螺母A的位置。
所述的模型姿态调节装置套入二级模型中时，二级模型内壁仅与外环水平方向有接触面。
本发明的显著效果在于：本发明所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，采用滑动支杆实现级间距的连续调节。降低了加工成本，降低了劳动强度和试验模型状态更换难度，提高了试验效率，避免了加工安装误差导致的角度误差、级间距偏离和重复性问题。采用转接头与局部激光焊接解决了狭小空间内喷管与支杆的连接和密封问题。同时采用短边、长边分别计算出口喷流斜切出口半锥角的修正量，插值拟合得到周围出口点半锥角，相比于之前统一某个截面修正更贴近真实喷流状态。
附图说明
图1为本发明所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置中模型姿态调节及喷流连接装置结构示意图；
图2为图1中模型姿态调节装置立体示意图；
图3为图2模型姿态调节装置剖视图；
图4为图1中级间距调节装置结构示意图；
图5为图4级间距调节装置剖视图；
图6为本发明所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置中可滑移底盖结构示意图；
图7为图1中喷流连接装置结构示意图；
图8为图1中喷管剖视图；
图中：1、模型姿态调节装置；2、级间距调节装置；3、喷流连接装置；4、可滑移底盖；101、内环；102、外环；103、竖直销轴；104、水平销轴；105、竖直调节螺钉；106、水平调节螺钉；201、支杆A；202、支杆B；203、压紧螺钉；204、级间距定位销钉孔；205、调节螺母A；206、调节螺母B；301、喷管A；302、喷管B；303、管接件；304、调压驻室堵头；401、模型底盖；402、竖直滑动底盖；403、水平滑动底盖；3011、驻室；3012、喉道；3013、喷管出口；3014、长边半锥角；3015、短边半锥角。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
如图1～3所述，一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置包括模型姿态调节装置1、级间距调节装置2、喷流连接装置3以及可滑移底盖4，其中，模型姿态调节装置1、级间距调节装置2以及喷流连接装置3依次顺序连接，并在级间距调整装置2上套有可滑移底盖4；
如图2、图3所示，模型姿态调节装置1包括内环101、外环102、竖直销轴103以及水平销轴104，其中，环形结构的外环102套在内环101一端端口处，通过竖直上下的两个竖直销轴103连接，并使内环101与外环102沿着竖直销轴103相对水平转动；内环101另一端口与级间距调节装置2相连接，并在靠近级间距调节装置2的内环101竖直方向上安装有竖直调节螺钉105、在水平方向上安装有水平调节螺钉106；在模型姿态调节装置1装入二级模型内部时，模型姿态调节装置1仅在外环102水平定位面与二级模型内壁相接触，并通过水平销轴104实现外环102与二级模型相连接，使二级模型可绕水平销轴104相对外环102整体做俯仰旋转；在内环101上竖直调节螺钉105及水平调节螺钉106相对应的二级模型内壁上开有螺纹孔，通过旋转竖直调节螺钉105或水平调节螺钉106，可分别调节模型姿态调节装置1相对二级模型的上下方向的正负攻角调整以及水平左右的侧滑角调整；
如图4、图5所示，级间距调节装置2包括支杆A201、支杆B202以及调节螺母A205，其中，支杆A201为阶梯圆柱筒结构，支杆B202前端为阶梯圆柱体结构，其前端匹配套入支杆A201后端的圆柱筒中，实现支杆A201与支杆B202无间隙相对滑动，在支杆B202阶梯圆柱体后端依次安装有调节螺母A205和调节螺母B206，调节螺母A205前端具有向内延伸的凸起圆环，其与支杆A201末端圆柱筒端部卡扣，通过旋转调节螺母A205，可带动支杆A201相对于支杆B202相对滑动，并利用调节螺母B206锁紧调节螺母A205的位置；在支杆A201和支杆B202上开有级间距定位销钉孔204，并利用压紧螺钉203实现支杆A201与支杆B202的相对固定；支杆A201与二级模型内部中内环101固定连接，支杆B202与一级模型位置相对固定，通过支杆A201和支杆B202的相对滑动，实现一级、二级模型相对位置变化调整；
如图6所示，可滑移底盖4包括模型底盖401、竖直滑动底盖402以及水平滑动底盖403，其中，竖直滑动底盖402嵌入模型底盖401竖直方向的卡槽中，使竖直滑动底盖402可沿竖直滑移面上下滑动；水平滑动底盖403嵌入竖直滑动底盖402中心水平方向的卡槽中，使水平滑动底盖403可沿水平滑移面相对于竖直滑动底盖402水平滑动；水平滑动底盖403中心开孔，支杆A201可无间隙穿过水平滑动底盖403中心孔，通过模型底盖401、竖直滑动底盖402以及水平滑动底盖403之间的相互嵌套滑动，可实现支杆A201在模型底盖401中小范围的任意移动，而模型底盖401与支杆A201之间不受力，对天平测量不影响，同时，支杆A201与水平滑动底盖无间隙配合，对底部流动影响达到最小；
如图7、图8所示，喷流连接装置3包括喷管A301、喷管B302、管接件303以及调压驻室堵头304，其中，喷管A301和喷管B302通过局部激光焊接在管接件303上，通过管接件303与级间距调节装置2后端相连接，实现喷管A301、喷管B302与级间距调节装置2的连接；喷管A301和喷管B302内部下端空腔形成驻室3011，在出口处直径变小形成喉道3012，并在出口形成斜切面形式的喷管出口3013，其中，出口距喉道3012较短的短边与中心轴线形成的短边半锥角3015为18.39°，出口距喉道3012较长的长边与中心轴线形成的长边半锥角3014为13.4°，喷管A301和喷管B302长短边之间采用光滑过渡。

Claims (7)

1.一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：该装置包括模型姿态调节装置(1)、级间距调节装置(2)、喷流连接装置(3)以及可滑移底盖(4)，其中，模型姿态调节装置(1)、级间距调节装置(2)以及喷流连接装置(3)依次顺序连接，并在级间距调节装置(2)上套有可滑移底盖(4)；所述的模型姿态调节装置(1)安装在二级模型内部，并通过模型姿态调节装置(1)实现二级模型上下方向的正负攻角调整以及水平左右的侧滑角调整；所述的级间距调节装置(2)能实现一级模型与二级模型相对位置变化的调整；所述的模型姿态调节装置(1)包括内环(101)、外环(102)以及竖直销轴(103)，其中，外环(102)套在内环(101)前端端口处，并通过竖直销轴(103)连接，使内环(101)与外环(102)沿竖直销轴(103)转动；所述的模型姿态调节装置(1)中外环(102)水平方向上设有水平销轴(104)；模型姿态调节装置(1)套入二级模型中，并通过水平销轴(104)实现外环(102)与二级模型的连接，使二级模型与外环(102)沿着水平销轴(104)相对转动；所述内环(101)后端竖直方向及水平方向上分别设有竖直调节螺钉(105)及水平调节螺钉(106)，并在二级模型内壁相应位置上开有螺孔，使竖直调节螺钉(105)和水平调节螺钉(106)能分别旋入二级模型内壁上相应的螺孔中；所述的级间距调节装置(2)包括支杆A(201)、支杆B(202)以及调节螺母A(205)，其中，支杆A(201)为阶梯圆柱筒结构，支杆B(202)前端为阶梯圆柱体结构，其前端匹配套入支杆A(201)后端的圆柱筒中，实现支杆A(201)与支杆B(202)无间隙相对滑动，在支杆B(202)阶梯圆柱体后端设有调节螺母A(205)，调节螺母A(205)前端具有向内延伸的凸起圆环，其与支杆A(201)末端圆柱筒端部卡扣，通过旋转调节螺母A(205)，带动支杆A(201)相对于支杆B(202)相对滑动，支杆A(201)与二级模型内部中内环(101)固定连接，支杆B(202)与一级模型位置相对固定，通过支杆A(201)和支杆B(202)的相对滑动，实现一级、二级模型相对位置变化调整。
2.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的支杆A(201)和支杆B(202)上开有级间距定位销钉孔(204)，并利用压紧螺钉(203)实现支杆A(201)与支杆B(202)的相对固定。
3.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的可滑移底盖(4)包括模型底盖(401)、竖直滑动底盖(402)以及水平滑动底盖(403)，其中，竖直滑动底盖(402)嵌入模型底盖(401)竖直方向的卡槽中，使竖直滑动底盖(402)可沿竖直滑移面上下滑动；水平滑动底盖(403)嵌入竖直滑动底盖(402)中心水平方向的卡槽中，使水平滑动底盖(403)可沿水平滑移面相对于竖直滑动底盖(402)水平滑动；水平滑动底盖(403)中心开孔，支杆A(201)能无间隙穿过水平滑动底盖(403)中心孔，通过模型底盖(401)、竖直滑动底盖(402)以及水平滑动底盖(403)之间的相互嵌套滑动，实现支杆A(201)在模型底盖(401)中小范围的任意移动。
4.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的喷流连接装置(3)包括喷管A(301)、喷管B(302)、管接件(303)以及调压驻室堵头(304)，其中，喷管A(301)和喷管B(302)通过局部激光焊接在管接件(303)上，通过管接件(303)与级间距调节装置(2)后端相连接，实现喷管A(301)、喷管B(302)与级间距调节装置(2)的连接。
5.根据权利要求4所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的喷管A(301)和喷管B(302)内部下端空腔形成驻室(3011)，在出口处直径变小形成喉道(3012)，并在出口形成斜切面形式的喷管出口(3013)，其中，出口距喉道(3012)较短的短边与中心轴线形成的短边半锥角(3015)为18.39°，出口距喉道(3012)较长的长边与中心轴线形成的长边半锥角(3014)为13.4°，喷管A(301)和喷管B(302)长短边之间采用光滑过渡。
6.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的支杆B(202)阶梯圆柱体后端上调节螺母A(205)右侧设有调节螺母B(206)，通过调节螺母B(206)锁紧调节螺母A(205)的位置。
7.根据权利要求1所述的一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置，其特征在于：所述的模型姿态调节装置(1)套入二级模型中时，二级模型内壁仅与外环(102)水平方向有接触面。
CN201710437737.3A 2017-06-12 2017-06-12 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置 Active CN109029904B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710437737.3A CN109029904B (zh) 2017-06-12 2017-06-12 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710437737.3A CN109029904B (zh) 2017-06-12 2017-06-12 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109029904A CN109029904A (zh) 2018-12-18
CN109029904B true CN109029904B (zh) 2023-08-15

Family

ID=64629206

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710437737.3A Active CN109029904B (zh) 2017-06-12 2017-06-12 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109029904B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110595731B (zh) * 2019-11-01 2024-07-05 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速风洞并联式分离模型相对位置连续调节装置
CN113588200B (zh) * 2021-09-30 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法
CN113588201B (zh) * 2021-09-30 2022-04-12 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法
CN113899516B (zh) * 2021-09-30 2022-03-01 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置及模拟方法
CN113588202B (zh) * 2021-09-30 2021-12-07 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法
CN115219146B (zh) * 2022-08-31 2022-11-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于高速风洞的双向平动假尾支装置及其调节方法
CN115791069B (zh) * 2023-01-09 2023-04-11 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 风洞试验中密封喷管位置可调的装置及应用方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07223600A (ja) * 1994-02-14 1995-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙往還機の姿勢制御装置
JP2002340733A (ja) * 2001-05-11 2002-11-27 National Aerospace Laboratory Of Japan 自由噴流式極超音速風洞試験装置
CN103076152A (zh) * 2012-12-31 2013-05-01 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速脉冲风洞四自由度模型姿态调整装置
CN104807610A (zh) * 2015-05-19 2015-07-29 中国航天空气动力技术研究院 用于尾喷流干扰试验的喷管
CN205228770U (zh) * 2015-11-13 2016-05-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型位姿超声测量系统及对其进行校准和标定的移测架
CN105973565A (zh) * 2016-06-29 2016-09-28 中国航天空气动力技术研究院 用于风洞干扰试验的侧向喷流系统
CN106768820A (zh) * 2017-01-12 2017-05-31 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07223600A (ja) * 1994-02-14 1995-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 宇宙往還機の姿勢制御装置
JP2002340733A (ja) * 2001-05-11 2002-11-27 National Aerospace Laboratory Of Japan 自由噴流式極超音速風洞試験装置
CN103076152A (zh) * 2012-12-31 2013-05-01 中国人民解放军国防科学技术大学 高超声速脉冲风洞四自由度模型姿态调整装置
CN104807610A (zh) * 2015-05-19 2015-07-29 中国航天空气动力技术研究院 用于尾喷流干扰试验的喷管
CN205228770U (zh) * 2015-11-13 2016-05-11 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种低速风洞模型位姿超声测量系统及对其进行校准和标定的移测架
CN105973565A (zh) * 2016-06-29 2016-09-28 中国航天空气动力技术研究院 用于风洞干扰试验的侧向喷流系统
CN106768820A (zh) * 2017-01-12 2017-05-31 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 脉冲风洞中超燃冲压发动机壁面温度效应研究的试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究;解福田等;实验流体力学;第26卷(第6期);第16-20页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109029904A (zh) 2018-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109029904B (zh) 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置
CN111122104A (zh) 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置
CN102730199B (zh) 一种用于大型飞机装配的大开口保型装置
CN103252619A (zh) 轴承球窝摆动喷管壳体组合铣加工方法及其夹具
CN105539876A (zh) 飞机装配用调姿球头装置
CN207007467U (zh) 一种用于高超声速风洞头体分离喷流干扰试验装置
CN107449581B (zh) 一种风洞自由飞实验的自由度释放装置
US10865659B2 (en) Apparatus for orienting a guide vane support relative to a turbine casing
CN105241629A (zh) 一种滚转角调整装置
CN203266147U (zh) 轴承球窝摆动喷管壳体组合铣加工夹具
CN205380164U (zh) 一种圆形整形工装
CN106005246A (zh) 一种船舶轴系中心线对准调节装置及方法
CN107732811B (zh) 一种带位置补偿的快速分离式电缆保护套装置
CN202336699U (zh) 用于干熄焦炉壳拼装和安装的胎具
CN105089851A (zh) 可重复拆装推力室及该推力室推力向量精度的调节方法
CN102126283B (zh) 挤出机模头校准器
CN209637117U (zh) 一种玻璃天窗采光顶的支撑连接件
CN108326817A (zh) 用于在零件上开孔的定位装置
CN209925725U (zh) 一种自力式压力调节阀
CN207409961U (zh) 一种新型液压缸电缆保护套装置
CN106018866A (zh) 一体式快拆空速计
CN203632759U (zh) 一种摄像机镜头及摄像机
CN220840257U (zh) 一种用于机械臂的末端连杆装置
CN112692171B (zh) 一种高温合金大型弧段薄壁铸件热校形模具及校形方法
CN203939142U (zh) 移动式箱体柱对接装配连接件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant