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龙图腾网恭喜中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所申请的专利一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置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：CN110702360B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-14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：201911113211.5，技术领域涉及：G01M9/04；该发明授权一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置是由张军强;易家宁;李扬;鲁文博;王争取;马莹;刘帅;刘博宇;王晨设计研发完成，并于2019-11-14向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置在说明书摘要公布了：一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置属于风洞试验技术领域；现有技术无法实现理想的低超声速流场和满足试验需求；本方法利用新设计的M1.3、M1.35和M1.4喷管装置结合开孔壁试验段在暂冲式风洞建立了低超声速流场；采用马赫数控制方法获得了理想的流场控制质量；通过不同扩开角时试验段轴向马赫数分布分析，确定在低超声速时试验段扩开角越小流场的均匀性越好，并选定扩开角0°作为洞体条件；利用所述喷管装置结合开孔壁试验段，采用试验段扩开角和流场控制方式，得到满足国军标要求的合格流场；实现了理想的低超声速流场和满足试验需求；本装置通过采用M1.3、M1.35和M1.4的喷管气动型面为实现理想的低超声速流场和满足试验需求提供了硬件基础。

本发明授权一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置在权利要求书中公布了：1.一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法，其特征在于，喷管装置，包括喷管柔板（1）、支座（2）、机架（3）、前端板（4）、滑动端（5）、驱动器（6）、后端板（7）和主壳体（8）；所述前端板（4）、后端板（7）和主壳体（8）构成中空的四边形壳体，所述四边形壳体的上端设置有若干机架（3），所述四边形壳体的下端设置有若干支座（2），所述喷管柔板（1）的气动型面为曲线型喷管气动型面，所述滑动端（5）的左右两端均固定在前端板（4）和后端板（7）之间，所述喷管柔板（1）的上表面气动型面和下表面气动型面均设置有若干驱动器（6），所述若干驱动器（6）能够改变喷管柔板（1）气动型面的弯曲形状，弯曲的形状包括曲线型喷管气动型面M1.3、M1.35和M1.4；试验方法包括下列步骤：步骤a、利用新设计的M1.3、M1.35和M1.4喷管装置并结合开孔壁试验段在暂冲式风洞建立了低超声速流场；步骤b、采用马赫数控制方法获得了理想的流场控制质量；步骤c、通过不同扩开角时试验段轴向马赫数分布分析，确定在低超声速时试验段扩开角越小流场的均匀性越好，并选定扩开角0°作为洞体条件；步骤d、利用所述喷管装置结合开孔壁试验段，采用试验段扩开角和流场控制方式，得到满足国军标要求的合格流场，M1.3、M1.35和M1.4的流场均匀性均优于国军标流场均匀性σM≤0.011的指标要求，标模试验和飞行器模型试验验证表明建立的低超声速流场品质完全满足试验需求，风洞具备了低超声速试验的能力；流场控制方式采用主流引射马赫数控制方式；所述步骤a的具体方法包括下列步骤：步骤a1、利用喷管型面设计程序，通过输入喷管参数，喷管参数包括喷管类型、喷管入口半高度、喷管出口半高度、出口马赫数和入口总压，得到喷管气动型面及喷管型面螺旋升降机伸长量；步骤a2、对风洞试验段附面层厚度进行系数修正；步骤a3、校准该型面使其满足机械条件限制要求，获得M1.3、M1.35和M1.4喷管气动型面；步骤a4、依据标定好的M1.3、1.35、1.4喷管机械型面，控制系统驱动喷管型面柔板的电动螺旋升降机同步运行，待控制柔板的弯曲形状与喷管理论气动型面相吻合后，将滑动端轴向锁紧；步骤a5、使用开孔壁试验段，利用步骤d建立低超声速流场；所述步骤b的马赫数控制方法，包括下列步骤：步骤b1、试验时利用稳定段总压和试验段静压计算流场M数；步骤b2、计算流场M数与给定M数的差量；步骤b3、根据差量使用PI控制器调节调压阀开度。

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