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公开(公告)号：CN115290291B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202210667156.X
申请日：2022-06-14
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明提出了一种可模拟边界层泄流与亚声速外流耦合作用的实验装置，实验装置主体为两路入口互不相干的主管道及副管道，主管道及副管道均包括入口段、整流段、收缩段、边界层发展段、试验段和转接段。主管道及副管道自大气环境吸气，主管道及副管道出口通过阀门与低压气源相连，实验过程中可通过调节实验台下游球阀开度来匹配实验所需试验段马赫数。该亚声速实验台装置气动原理简单，结构易于实现，模拟来流马赫数范围较广，对实验场地及气源要求较低，可大幅降低试验成本。因此，本发明在保证经济性的前提下，同时能准确模拟亚声速流场，为开展边界层泄流与亚声速外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验装置。
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公开(公告)号：CN113074048B
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202110290286.1
申请日：2021-03-18
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种适用于高超声速连续可调放气通道的设计方法。根据进气道压缩面型面和管道下壁面的空间约束以及放气入口面积，确定放气通道的横截面面积和几何形状；由放气通道的几何形状、叶片轴的几何约束以及最大限度降低放气通道内气流流动阻力等因素确定叶片的几何形状。本发明方法简单便捷、普适性强；一套驱动机构可以同时调节多个放气腔体的放气流量；可以实现放气流量从0到最大的无极调节，拓宽进气道的工作范围，提高进气道的稳定工作裕度；活门叶片几何构型对称，所需驱动力小，可以降低对驱动电机功率的要求；整套机构结构简单，便于设计及安装。
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公开(公告)号：CN112729756A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011299491.6
申请日：2020-11-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种适用于飞行器进气道的旋转耙总压测试系统及测试方法。该测试系统包括总压耙模块、转动模块、驱动装置。通过驱动装置带动总压耙模块旋转，而使总压耙上的压力探针在风动运行中能够对进气道出口中不同位置的总压进行测试。本发明结构简单，尺寸小，测试范围宽广，量化精度高，获取数据丰富，避免了传统的米字耙、水字耙等总压测试系统对试验流道的附加阻塞，甚至造成进气道不起动的不利影响，并解决了传统总压耙结构位置固定、数据单一等问题，大大提高了试验精准度，减少了试验费用，而且对试验流场影响小，特别适合缩比模型较小、流道面积不大的总压测试试验。
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公开(公告)号：CN117969014A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410149533.X
申请日：2024-02-02
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种亚声速柱形机体表面边界层人工增厚结构及设计方法，所述人工增厚结构包括圆柱形机体和设置于机体表面的梯形斜坡阵列，所述梯形斜坡阵列包括若干沿机体表面圆周方向均匀排列的梯形斜坡；梯形斜坡包括梯形底面、梯形顶面及连接梯形底面和梯形顶面的连接面，梯形底面位于机体表面上，梯形底面与梯形顶面的下底重合，梯形顶面与机体表面呈一定倾斜角以在机体表面产生流向涡，梯形斜坡最高点与机体表面的垂直距离不高于机体表面当地自由发展边界层厚度。本发明通过梯形斜坡结构阵列产生流向涡结构，促进主流和边界层气流之间的掺混，有效增加圆柱形机体下游边界层厚度，使得边界层厚度更接近机体实际飞行情况。
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公开(公告)号：CN117864401A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410169189.0
申请日：2024-02-06
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： B64D33/02
摘要： 本发明公开了一种埋入式微通道阵列及飞行器，利用边界层内气流自身能量进行驱动，通过设计具有埋入式入口特征的微通道，引导低能流体流入微通道，并经由微通道排移至机体两侧，以此隔断边界层内的低能流体与主流之间的不利耦合作用，灵活实现飞行器前体低能流的自驱动迁移，从而提升进气道的气动性能。本设计方法设计出的埋入式微通道与飞行器机体高度融合，沿来流方向表面无任何凸起。与传统边界层排移方法相比，其具有无源、迎风面积小、流动阻力小等优点。
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公开(公告)号：CN116761323A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310668692.6
申请日：2023-06-07
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： H05H1/26
摘要： 本发明提出了一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器装置，装置主体包括盖板、底座与电极支座。盖板覆盖于底座之上，电机支座由下方插入底座中并密封，电极在腔体中放电，产生的射流通过V形射流通道喷出来消除分离，进而提高进气道的性能。本发明通过特殊设计的V形射流通道有序组织等离子体合成射流的压力释放，并引导气流卷起旋涡，扩展射流的影响范围，增强射流的控制效果，同时该激励器装置气动原理简单、结构易于安装、维护和替换，为等离子体合成射流在进气道流动控制的研究提供一种切实可能的实验装置。
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公开(公告)号：CN116744528A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310668701.1
申请日：2023-06-07
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器设计方法。本发明通过设计包含有前掠角度的、向下游倾斜的射流通道及对应的放电腔体和电极支座，可以有序组织等离子合成射流的压力释放、引导气流卷起旋涡。本设计方法设计出的等离子体合成射流激励器所产生的射流影响范围大、控制效果强，同时激励器的体积小、结构简单，便于安装、维护和替换，为等离子体合成射流在进气道流动控制的研究提供了一种切实可能的激励器设计方法。
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公开(公告)号：CN113022861B
公开(公告)日：2022-06-10
申请号：CN202110197065.X
申请日：2021-02-22
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明提出了一种激波‑等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法。本方法通过将进气道压缩面的激波全部汇聚于唇口位置，激波之后的等熵压缩波的虚拟汇聚点设置于进气道唇口右上方，使得等熵压缩波和进气道压缩面其余的激波独立汇聚，等熵压缩波和进气道唇罩产生的唇罩激波形成异族激波‑等熵压缩波干扰。相比于常规的所有激波和等熵压缩波汇聚于唇口位置这种配波方式，本发明可以大幅提高进气道喉道总压恢复系数，削弱进气道唇罩激波的强度，减小唇罩激波/边界层干扰形成的分离区尺度，并提高进气道低马赫数流量系数。特别是针对具有强唇罩激波的进气道，本发明的技术优势更为显著。
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公开(公告)号：CN112722249B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110018092.6
申请日：2021-01-07
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器，包括弹体、埋入式进气道、位于弹体的气动式涡流发生器和位于进气道导流面的等离子体合成射流激励器。其中，通过气动式涡流发生器吹除了部分来流边界层，使得卷吸涡吸入能量较高的流体，另一方面在进气道导流面安装等离子体合成射流激励器，利用等离子体合成射流诱导出新的旋涡，在保持此旋涡强度不大的同时迫使底部的高能流向管道中心流动，从而进一步降低进气道出口截面的总压畸变。本发明充分利用了两种控制方法的优势，控制效果比单独控制均更优，耗气量不到发动机流量的0.5％，且可根据飞行状态自适应调整流动控制状态，具有广阔的工程实用前景。
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公开(公告)号：CN113109015A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110370863.8
申请日：2021-04-07
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种进气道出口截面多气动参数测量装置。该装置包括驱动电机、电机支架、旋转轴、探针安装臂、测量探针。本发明在进行进气道风洞试验时，通过驱动电机带动探针安装臂旋转，可获得进气道出口截面多个圆环上的气动参数；通过更换探针类型，可获得多种参数，包括总压，旋流角，温度以及各状态下的动态参数；通过交叉排列不同探针，可在一次吹风试验中获得多种参数。本发明结构简单，易于实现，对测量流场影响小；装置作动可多次重复；获得试验数据丰富，能够提高进气道出口截面测量精度，降低进气道风洞试验费用。
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