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龙图腾网恭喜中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所申请的专利高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN120087009B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-04发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202510571818.7，技术领域涉及：G06F30/18；该发明授权高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法是由董宾;杨党国;蒋明华;李聪健;陈植;王少展;黄昊宇;杜钰锋;张耀文;宁荣辉;何帆;严春晖;蒲麒;刘洋;肖晋设计研发完成，并于2025-05-06向国家知识产权局提交的专利申请。

本高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法在说明书摘要公布了：本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法。设计验证方法包括以下步骤：确定总体结构和设计要求；确定加热结构；确定压力测点和温度测点；确定独立温控调节装置；验证隔热槽对温度梯度分布影响；验证隔热措施的隔热效果；考察温度产生的模型结构变形；获得热流密度与表面温度关系曲线；研究模型结构变形对流场的影响。设计验证方法证明了高速风洞的前体和进气道热实验模型具备精确的温度控制与隔热保护能力，并验证了壁温变化对流场结构的显著影响；能够有效复现气动热耦合效应，建立了高超声速进气道热‑流耦合实验平台，具有工程实用价值。

本发明授权高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法在权利要求书中公布了：1.高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法，其特征在于，包括以下步骤： S10.确定总体结构和设计要求； 高速风洞的前体和进气道热实验模型基于前体和进气道耦合模型，前体和进气道耦合模型的前体（1）内设置有内流道（2），唇口（3）为内流道（2）的入口；在前体（1）的尖锐前缘（4）和压缩面及肩部位置壁面（5）设置加热结构，形成高速风洞的前体和进气道热实验模型； 要求加热结构实现温度均匀分布或者温度梯度分布，电气连接安全有效，具有热膨胀裕度； S20.确定加热结构； 将压缩面及肩部位置壁面（5）按照来流方向，从前至后依次划分为一级压缩面（503）、二级压缩面（502）和肩部（501）；尖锐前缘（4）内设置有垂直于来流方向且左右对称的2个加热棒（6）；一级压缩面（503）的内壁面上沿来流方向依次覆盖3个顺序排列的加热板（8），各加热板（8）之间间隔隔热槽（7）；二级压缩面（502）和肩部（501）的内壁面上沿来流方向依次覆盖2组左右对称的加热板（8），各组加热板（8）之间间隔隔热槽（7）；通过5个隔热槽（7）形成了局部热流屏障网络，分割了6个加热区域，提升了60%~80%的x向等效热阻值，迫使热流矢量沿z向进行传导；实现了纵向导热与横向隔热协同控制的复合工况，用于形成线性温度梯度场； 加热棒（6）和各加热板（8）与前体（1）的接触面上涂有导热硅脂，用于降低接触热阻；加热板（8）选用远红外加热板； S30.确定压力测点和温度测点（11）； 在二级压缩面（502）和肩部（501）中心线上设置沿来流方向的若干个压力传感器（10），压力传感器（10）外套装隔热陶瓷管（9）进行隔热； 在2个加热棒（6）的中点上设置一个温度测点（11）；在各加热板（8）对应的压缩面及肩部位置壁面（5）内，布置若干个温度测点（11）；各温度测点（11）上分别安装一组热电偶（12），各热电偶（12）的热电偶导线（14）布置在前体（1）的内壁面上；每组热电偶（12）的热电偶探头（13）嵌入的深度不同，实现沿压缩面及肩部位置壁面（5）全面积、全进深温度测量； S40.确定独立温控调节装置； 在尖锐前缘（4）和各加热板（8）上分别设置独立控制的独立温度调节装置；独立温控调节装置包括一组热电偶（12）、数据采集系统（15）、计算机（16）和温控器（17）； 数据采集系统（15）和温控器（17）分别与计算机（16）连接；温控器（17）与加热板（8）连接；每组热电偶（12）包括4个热电偶（12），其中，3个热电偶（12）为测量热电偶，分别与数据采集系统（15）连接，分别获得压缩面及肩部位置壁面（5）在3个不同深度处的测量信号；1个热电偶（12）为反馈热电偶（18），反馈热电偶（18）靠近加热板（8），与温控器（17）连接； 测量热电偶将测量信号传输至数据采集系统（15）转换成测点温度值，计算机（16）显示测点温度值，工作人员在计算机（16）上设置目标温度值并将目标温度值发送至温控器（17），温控器（17）通过反馈热电偶（18）进行PID控制，直至反馈热电偶（18）升温至目标温度值； S50.验证隔热槽（7）对温度梯度分布影响； 在尖锐前缘（4）、一级压缩面（503）、二级压缩面（502）和肩部（501）对应的加热棒（6）和加热板（8）的6个加热区域上分别设置600K、600K、550K、500K、450K和400K温度；通过数值仿真，获得有、无隔热槽（7）的温度分布对比曲线，对比曲线显示有隔热槽（7）的温度曲线更接近理想状态的温度梯度分布，证明隔热槽（7）实现了温度梯度分布； S60.验证隔热措施的隔热效果； 隔热措施包括隔热槽（7）和隔热陶瓷管（9）；在二级压缩面（502）和肩部（501）分别采用500K和600K定温加热，未采用隔热槽（7）的模型表面温度在32s达到平衡，采用隔热槽（7）的模型表面温度在97s达到平衡，对比发现隔热槽（7）使模型表面的温升速率降低67%；在二级压缩面（502）和肩部（501）采用500K定温加热时，压力传感器（10）安装截面上的温度云图显示，应用隔热陶瓷管（9）后，压力传感器（10）温度低于周围壁面温度，证明隔热陶瓷管（9）为压力传感器（10）提供了所需的热防护；在二级压缩面（502）和肩部（501）分别采用500K、600K和650K定温加热，在600K的均匀加热工况下，在63.5s时，压力传感器（10）表面温度为480K，达到压力传感器（10）的工作温度极限，模型表面温度为586.04K，并且模型表面温度曲线变化平缓，后续模型表面温度变化在预先规定的稳定区间范围内，为了节省风洞实验时间，确定风洞启动时间在63.5s之前；在500K的均匀加热工况下，按照压力传感器（10）的工作温度极限为480K，预估风洞实验时间为50s，满足动载荷风洞实验要求； S70.考察温度产生的模型结构变形； 高速风洞的前体和进气道热实验模型的加热方式包括均匀加热和非均匀梯度加热； 均匀加热的加热温度包括低温加热和高温加热，低温加热的加热温度为300K、350K、400K、450K、500K、550K，对应的高速风洞的前体和进气道热实验模型为低温加热模型，高温加热的加热温度为600K、700K、800K、900K、1000K，对应的高速风洞的前体和进气道热实验模型为高温加热模型，高温加热模型上不安装压力传感器（10）； 对于低温加热模型，受加热棒（6）、加热板（8）位置和模型厚度影响，尖锐前缘（4）温度最高，压力传感器（10）周围温度最低，热应变集中在中心线上的肩部（501）位置；550K均匀加热时，中心线的温差最大，为8.2K，同时，肩部（501）的Y方向变形量最大0.183mm； 对于高温加热模型，温度最高的部分为尖锐前缘（4）处，热应变集中在中心线上的模型前缘和肩部（501）位置，1000K均匀加热时，中心线的温差最大，为26.31K；同时，肩部（501）的Y方向变形量最大0.195mm； 低温加热模型、高温加热模型的中心线上的温度分布均匀，随着加热温度增加，中心线上温度波动变大；表面温差随加热温度的增加而增大，表面温差与加热温度之比在3％以内；低温加热模型、高温加热模型变形量随加热温度增加而增大，低温加热模型的最大变形量发生在肩部（501）位置，高加热模型的最大变形量发生在尖锐前缘（4）和肩部（501）位置，变形量与进气道高度之比在2％以内； 非均匀梯度加热的包括2种工况；工况1中，按照尖锐前缘（4）、一级压缩面（503）、二级压缩面（502）和肩部（501）的方向，6个加热区域的加热温度依次为600K、600K、550K、500K、450K、400K，实现壁面温度沿来流方向逐渐降低，最大变形量发生在一级压缩面（503），为0.169mm；工况2中，按照尖锐前缘（4）、一级压缩面（503）、二级压缩面（502）和肩部（501）的方向，加热温度依次为600K、600K、600K、不加热、400K、400K，实现壁面温度沿来流方向阶跃变化，最大变形量发生在一级压缩面（503），为0.181mm； 证明了高速风洞的前体和进气道热实验模型表面实现了均匀温度分布和梯度变化温度分布，采用内置的加热棒（6）和加热板（8）模拟真实气动加热的表面温度分布是可行的； S80.获得热流密度与表面温度关系曲线； 独立温控调节装置对加热板（8）的温度控制是通过改变加热板（8）的热流密度实现的，需要获得热流密度与表面温度的关系曲线，用于控制非均匀梯度加热，为实现梯度变化温度分布提供数据支持； 低温加热模型的加热板（8）的热流密度小于高温加热模型的加热板（8）的热流密度；低温加热模型的加热板（8）的热流密度范围为0-0.12kWm2，获得低温加热模型的中心线的热流密度与温度拟合曲线；高温加热模型的加热板（8）的热流密度范围为0.15-1.2kWm2，获得高温加热模型的中心线的热流密度与温度拟合曲线； S90.研究模型结构变形对流场的影响； 设计风洞实验模型，研究温度产生的模型结构变形对气动载荷的影响，为确定高速风洞的前体和进气道热实验模型的材料、壁厚提供数据支持。

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