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1:
[发明]
一种试验段上下转盘错位感应装置
申请号:
201510901253.0
公开号:CN105300653A 主分类号:
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2015.12.09 公开日:2016.02.03
发明人:
多勐
;
张伟
;
桂兵
;
崔立冬
;
刘兴旺
摘要:一种试验段上下转盘错位感应装置包括激光测距传感器、反射胶贴、安全报警模块和伺服控制器,测距传感器与安全报警模块电信号连接,安全报警模块与伺服控制器电信号连接,伺服控制器与伺服电机电信号连接;激光测距传感器安装在试验段上转盘上,透过光学玻璃照射在下转盘的反射胶贴上,激光测距传感器实时测量上、下转盘之间的相对位置,当上、下转盘错位时,激光测距传感器发射出的激光照射不到反射胶贴,从而感应不到反射光线,进而发送信号到安全报警模块,安全报警模块将控制伺服控制器停止伺服电机运行。本发明避免了转盘错位带来的角度机构扭别、损伤。同时,这种非接触式的光学测量方式不会对试验段内的流场及弱电信号带来任何的影响。
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2:
[发明]
一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法
申请号:
201710427380.0
公开号:CN107247839A 主分类号:G06F17/50(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2017.06.08 公开日:2017.10.13
发明人:
黄丹
;
刘淑丽
;
卜忱
;
吴佳莉
;
刘传辉
摘要:本发明涉及一种低速风洞虚拟飞行试验飞机模型设计方法,属于风洞虚拟飞行试验模型设计领域。本设计方法优化了舵面驱动方式,使模型操纵面能够自动变舵面从而实现模型气动/运动/控制耦合的功能。减轻了模型的重量与惯性载荷,并从结构设计上使模型质心配平,保证飞机模型参考中心、模型实际质心、虚拟飞行支撑机构旋转中心同时重合。本设计方法满足加工工艺和试验设备的要求,模型加工精度满足虚拟飞行风洞试验数据测量精度要求,应用到虚拟飞行风洞试验中运行稳定,安装、拆卸方便。
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3:
[发明]
一种高精度微射流试验管路装置
申请号:
201710851700.5
公开号:CN107367368A 主分类号:G01M9/02(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2017.09.20 公开日:2017.11.21
发明人:
李长坤
;
王文全
;
杨威东
;
魏立辉
;
闫永昌
;
高静
摘要:一种高精度微射流试验管路装置,包括流量计、降压稳压阀组、多位数字阀和稳压腔,高压气体与所述的流量计连接,流量计与降压稳压阀组连接,降压稳压阀组与多位数字阀连接,多位数字阀与稳压腔连接,稳压腔与试验件射流孔板连接,所述的多位数字阀包括进气集气室、多个拉瓦尔喷嘴、多个电磁阀和排气集气室,进气集气室开有多个出气孔,每个出气孔上安装有一个拉瓦尔喷嘴,每个拉瓦尔喷嘴与一个电磁阀连接,排气集气室上开有相应数量的进气孔,每个电磁阀与排气集气室上相对应位置的进气孔连接。本装置应用到进气道微射流流动控制风洞试验中运行稳定,射流流量在0~0.032kg/s范围可调,具有较高的流量控制与测量精度。
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4:
[发明]
一种冰雹撞击试验冰弹连续发射装置
申请号:
201810473803.7
公开号:CN108680327A 主分类号:G01M7/08(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.05.17 公开日:2018.10.19
发明人:
张海天
;
魏然
;
刘喜贺
;
孙贺
;
张国亮
摘要:一种冰雹撞击试验冰弹连续发射装置,包括高压气源设备和储气罐,高压气源设备出气口与储气罐进气口连接,还包括往复动作式气动组件、高速电磁阀、直线轴承、活塞管拖动连接件、冰弹上弹体、标准发射管、冰弹弹匣、上弹活塞管和冰弹,所述储气罐出气口与高速电磁阀进气口通过供气软管连接,所述上弹活塞管进气口穿过所述直线轴承与所述高速电磁阀的出气口固定连接,所述上弹活塞管通过活塞管拖动连接件与所述往复动作式气动组件的动作输出端固定连接,所述冰弹弹匣与所述冰弹上弹体固定连接,所述标准发射管与所述冰弹上弹体出气口螺纹连接,本发明满足不同试验需求,且无需人工现场上弹,装置运行可靠、安全性较高。
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5:
[发明]
一种风洞天平弹性角校准修正装置及方法
申请号:
201810473804.1
公开号:CN108760227A 主分类号:G01M9/06(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.05.17 公开日:2018.11.06
发明人:
陈景伟
;
李福东
;
陶爱华
摘要:一种风洞天平弹性角校准修正装置及方法,风洞天平弹性角校准装置包括校准支杆、正反螺母、风洞天平、锥套及加载架,修正装置包括弹性角修正片及高精度测量水泡,弹性角修正片的一端与校准支杆的一端固定连接,并且不与加载架接触,弹性角修正片的另外一端从加载架空隙处穿出,该端平面与校准支杆的轴向平行,弹性角修正片的另外一端上面放置有高精度测量水泡。当加载架受载时,风洞天平和校准支杆会同时发生变形,弹性角修正片上的高精度测量水泡会体现角度变化,由于弹性角修正片位于校准支杆前端靠近天平处,高精度测量水泡角度的变化量近似认为是校准支杆的角度变化。该装置简可有效提高风洞天平弹性角校准准确度。
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6:
[发明]
一种低速风洞颤振试验机翼模型支撑装置
申请号:
201810494240.X
公开号:CN108918077A 主分类号:G01M9/04(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.05.22 公开日:2018.11.30
发明人:
于金革
;
曲明
;
孙健
;
侯良学
;
王冬
;
张戈
;
杨希明
;
郭承鹏
;
于贤鹏
;
刘南
摘要:一种低速风洞颤振试验机翼模型支撑装置,包括支撑机构和反射机构,支撑机构包括两个立梁、横梁和多个支撑斜拉梁,两个立梁平行且竖直的固定安装在风洞的上下壁板之间,多个支撑斜拉梁设置在每个立梁的两侧,横梁安装在两个立梁之间,横梁上设置有模型调整机构,模型调整机构与试验的机翼模型连接;反射机构包括反射板支撑机构、多块反射板和整流罩,反射板支撑机构固定安装在风洞的底板上,每个反射板固定安装在所述反射板支撑机构上,机翼模型穿过整流罩的通孔安装在模型调整机构上,本发明解决了试验中模型角度无法调整的问题,并且支撑机构和反射机构为独立支撑结构,提高了采集数据的质量,本装置具有实用性强、结构巧妙、拆装简便等优点。
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7:
[发明]
反推力试验高压空气消扰装置
申请号:
201811264761.2
公开号:CN109238631A 主分类号:G01M9/06(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.10.29 公开日:2019.01.18
发明人:
薛永升
;
周建成
;
刘京藏
;
靳永峰
;
徐越
;
闫永昌
;
李聪
摘要:本发明公开一种反推力试验高压空气消扰装置,包括高压管路,并且还包括三个柔性消扰单元,所述的高压管路为U型结构,在U型结构的前段装有第一柔性消扰单元,在U型结构的中段装有第二柔性消扰单元,在U型结构的后段装有第三柔性消扰单元。本发明具有消扰性能好、体积小、成本低、结构简单的优点,还可以应用于滑流涡轮马达风洞试验中。本发明能够进行六个自由度方向的消扰,在高压气体通过高压空气消扰装置为涡轮器(TPS)供气时,可以消弱气体的内压、温度梯度和内部流动对天平的影响。
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8:
[发明]
反推力风洞试验高压气体流量控制和测量装置
申请号:
201811264829.7
公开号:CN109186933A 主分类号:G01M9/06(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.10.29 公开日:2019.01.11
发明人:
薛永升
;
刘京藏
;
周建成
;
靳永峰
;
徐越
;
秦凤波
;
魏艳
;
闫永昌
;
李聪
摘要:本发明公开一种反推力风洞试验高压气体控制和测量装置,包括高压气体控制装置和高压气体测量装置,所述的高压气体控制装置包括稳压筛孔机构、针型控制阀和驱动机构,供气管路通过稳压筛孔机构与针型控制阀连接,针型控制阀上安装有驱动机构;所述的高压气体测量装置包括音速喷嘴流量计、两个压力传感器和温度传感器,针型控制阀通过管路与音速喷嘴流量计前端连接,并且该段管路上安装有前端压力传感器和温度传感器,音速喷嘴流量计的后端安装有后端压力传感器。该装置具有控制稳定、测量精度高、体积小的优点,可以放置在反推力风洞试验全模机身内部,可以近距离的控制动力模拟器的转速、短舱出口压比等参数。
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9:
[发明]
反推力PIV试验高压示踪粒子投放装置
申请号:
201811264867.2
公开号:CN109238648A 主分类号:G01M10/00(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.10.29 公开日:2019.01.18
发明人:
薛永升
;
牛中国
;
魏立辉
;
刘立坤
;
靳永峰
;
蒋甲利
;
闫永昌
;
李聪
摘要:本发明提供一种反推力PIV试验高压示踪粒子投放装置,包括高压示踪粒子发生器高压管路,并且还包括高压喷嘴和稳压筛孔装置,高压示踪粒子发生器与高压喷嘴连接,高压喷嘴通过高压管路与稳压筛孔装置连接,稳压筛孔装置喷出带示踪粒子的高压气体。本装置喷出的示踪粒子具有大小适中、均匀性好、跟随性优良等特点,可以真实反映短舱出口的流场特性,为研究反推力短舱的再吸入问题提供可靠保障。本发明还可以应用于如推力矢量、进排气动力模拟试验中,其应用前景十分广阔,对于研究反推力短舱再吸入问题具有非常重要的现实意义。
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10:
[发明]
基于压力扫描阀模型表面压力连续测量试验系统
申请号:
201811325167.X
公开号:CN109297674A 主分类号:G01M9/06(2006.01)I
申请人:
中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日:2018.11.08 公开日:2019.02.01
发明人:
王萍
;
王飞
;
张琦
;
马冰水
;
姚顺禹
;
毛世鹏
;
毛霄
;
宋显威
;
周志坚
;
徐龙金
摘要:本发明提供一种基于扫描阀的模型表面压力连续测量试验系统,包括主控机和多个压力扫描阀,并且还包括系统处理器、光纤接口单元、扫描阀数字化接口单元、扫描阀接口单元和多套压力校准单元,系统处理器分别与光纤接口单元、多套压力校准单元电信号连接,光纤接口单元与扫描阀数字化接口单元光纤通讯,扫描阀数字化接口单元通过扫描阀接口单元与多个压力扫描阀连接。本发明能够实现模型运动过程完成压力数据的连续采集,使得一次实验能够得到一系列机构角度变化下的压力数据;在模型姿态角匀速变化的过程中,能够采集到足够密集的气动特性数据,大大提高风洞测压试验效率,提供了更加完整丰富的气动数据,提高试验效率,并降低试验成本。
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