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公开(公告)号：CN118350114A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410309771.2
申请日：2024-03-19
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法。根据隐身飞行器的飞行马赫数、发动机需求流量、埋入式进气道出口面积及出口马赫数确定埋入式进气道内流道的中心线沿程变化规律、截面积沿程变化规律、圆角矩形的圆角部分半径变化规律、内流道喉道面积及埋入式进气道唇口面积；通过分析气流在埋入式进气道唇口附近形成的旋涡情况，以此设计唇口形状和确定唇口与飞行器机身过渡倒圆半径沿弧长变化规律。相较于现有技术，本发明提供了内流道中心线、截面积、圆角矩形圆角部分半径及唇口与进气道进口过渡倒圆半径的沿程变化规律，针对隐身飞行器使用该设计方法设计的背负式埋入式进气道方便快捷，性能优越，有效提高了此类进气道设计的方便性和灵活性。
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公开(公告)号：CN118289204A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410370890.9
申请日：2024-03-29
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提供一种基于平面和锥形激波的乘波前体/压缩面一体化构型及其设计方法，包括以下步骤：(1)根据平面激波流场及预设的前缘捕获型线形状得到第一级压缩面；(2)根据锥形激波流场得到第二级压缩面；(3)设计等熵压缩的第三级压缩面；(4)步骤(1)～步骤(3)中得到的基于平面激波流场的第一级压缩面、基于锥形激波流场的第二级压缩面、等熵压缩的第三级压缩面在空间上依次连接构成乘波前体/压缩面一体化构型。该方法设计的前体/压缩面一体化构型具有三级压缩方式不同的压缩面，实现了高超声速飞行器前体/进气道一体化构型中前体边界层的排移以及进气道捕获流量的提升。
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公开(公告)号：CN118243391A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410289943.4
申请日：2024-03-14
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提供一种高空间分辨出口总压和旋流畸变同步测量装置，包括定圆筒、位于定圆筒内侧同轴设置的旋转圆筒、径向垂直设置在旋转圆筒上的五孔探针、嵌套设置在旋转圆筒外侧壁上的从动齿轮、与从动齿轮相啮合的驱动齿轮、连接驱动齿轮的驱动步进电机；所述定圆筒侧壁开有半圆筒形侧孔，所述旋转圆筒侧壁具有安装孔，所述五孔探针贯穿安装孔设置，并位于定圆筒半圆筒形侧孔内。本发明通过在进气道出口面设置五孔探针，同时测量测点总静压、旋流方向角和三方向速度等，进一步计算出口面的总压畸变和旋流畸变指标，有效兼顾了两种气流畸变的测量；在调节测量半径时，拆卸下一个夹块后即可手动调节插入深度，结合探针表面的刻度，达到高空间分辨精确测量出口截面上各半径测点的目的。
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公开(公告)号：CN118167478A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410309730.3
申请日：2024-03-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法。所述背负式埋入式进气道的流动控制方法是通过在飞行器机身背部安装扰流片，以及在进气道内流道设置边界层抽吸孔这两种流动控制方法组合，将较长飞行器机身发展的厚边界层内低能流排移出进气道外，防止被进气道吸入使得进气道性能恶化。相较于现有技术，本发明极大减少吸入的飞行器机身边界层，并有效吸除背负式埋入式进气道侧棱旋涡内的低能流体，大幅降低其畸变指数，结构简单且能够与下游发动机一体化，具有良好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN115950493B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202211646660.8
申请日：2022-12-21
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法，测试系统包括标准模型、过渡段、整流段、节流模块、滞止模块、真空腔。通过调节节流模块的出口面积以及下游的压力，控制进气道出口马赫数，并在节流模块后形成超声速流场结构。真空腔处快速阀关闭，流体通过后整流段整流进入滞止模块，超声速气流滞止。通过监测空腔内的压力变化换算得到亚声速流道的流量。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，所需压力测点少，避免了标准流量计、传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的壅塞，测量精度对流道内气流的非均匀性不敏感，适合于来流为亚声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。
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公开(公告)号：CN117927381A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410169595.7
申请日：2024-02-06
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明提供一种唇罩和喉道双级连续可调的宽速域高超声速进气道及其控制方法、设计方法，采用多连杆铰接机构的进气道内壁面设计及可独立调节的唇罩设计，通过转动臂巧妙地间接控制喉道面积、通过平移唇罩控制捕获面积，可同时独立调节进气道的压缩量和捕获面积，且结构稳定，高度可控，保证了进气道捕获流量和压缩性能在各马赫数工况下达到指标要求，实现了进气道较好的起动性能，拓宽了进气道工作范围，同时还适用于在风洞试验中对进气道极限性能的探索。
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公开(公告)号：CN117869072A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410169598.0
申请日：2024-02-06
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明提供一种唇罩和弯曲内流道双级连续可调的宽速域进气道及其设计方法，该宽速域进气道包括定几何下壁面、进气道侧壁及可独立平动的喉道上壁面、唇罩，上述构件围成进气道内通道，实现了进气道捕获流量和压缩量调节的解耦，即通过调节进气道喉道面积来调节进气道压缩量时，可保证进气道的捕获流量不变；在较低马赫数下，通过后移唇罩或喉道上壁面，可减小进气道内收缩比，确保进气道能够起动；在较高马赫数下，通过前移唇罩或喉道上壁面，可以增大进气道压缩量，提高进气道性能。相较于传统的变几何进气道，本发明仅通过简单平移运动即可实现喉道面积的调节，且调节机构的结构简单，可靠性高，有助于飞行器在宽速域条件下高性能运行。
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公开(公告)号：CN115950493A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202211646660.8
申请日：2022-12-21
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法，测试系统包括标准模型、过渡段、整流段、节流模块、滞止模块、真空腔。通过调节节流模块的出口面积以及下游的压力，控制进气道出口马赫数，并在节流模块后形成超声速流场结构。真空腔处快速阀关闭，流体通过后整流段整流进入滞止模块，超声速气流滞止。通过监测空腔内的压力变化换算得到亚声速流道的流量。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，所需压力测点少，避免了标准流量计、传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的壅塞，测量精度对流道内气流的非均匀性不敏感，适合于来流为亚声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。
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公开(公告)号：CN114872904B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202210538518.5
申请日：2022-05-18
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64D33/02
摘要： 本发明公开了一种局部粒子投放的进气道内激波诱导分离控制方法与装置。通过在激波/边界层干扰区上游壁面向边界层内注入固体粒子，固体粒子随流加速至和流体相同的速度，利用固体粒子穿过激波后的弛豫效应向激波后低速流体注入动量以控制分离。在飞行马赫数较高时，注入的低温粒子还可以冷却近壁面流体，起到热防护的作用。本发明通过注入固体粒子来控制进气道内的流动分离，避免了边界层放气控制法带来的热防护问题且不损失捕获流量，为高马赫数下工作的进气道提供了一种新的流动控制方法。
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公开(公告)号：CN114872904A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210538518.5
申请日：2022-05-18
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64D33/02
摘要： 本发明公开了一种局部粒子投放的进气道内激波诱导分离控制方法与装置。通过在激波/边界层干扰区上游壁面向边界层内注入固体粒子，固体粒子随流加速至和流体相同的速度，利用固体粒子穿过激波后的弛豫效应向激波后低速流体注入动量以控制分离。在飞行马赫数较高时，注入的低温粒子还可以冷却近壁面流体，起到热防护的作用。本发明通过注入固体粒子来控制进气道内的流动分离，避免了边界层放气控制法带来的热防护问题且不损失捕获流量，为高马赫数下工作的进气道提供了一种新的流动控制方法。
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