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公开(公告)号：CN115535277A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211553217.6
申请日：2022-12-06
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人： 王家启
摘要： 本申请属于飞行器设计技术领域，为一种飞行器溅水防护系统，包括进气管道、高压空气压缩机、高压气舱和高压喷嘴；飞机起飞或降落时，高压空气压缩机工作，进气管道抽吸飞机机体外侧的空气进入到进气管道内，后抽吸的空气进入至高压空气压缩机内，形成压缩空气，压缩空气进入到高压气舱内进行存储，而后通过高压喷嘴喷出，压缩空气喷出后形成的高压射流区对机场跑道上存在的积水进行分流，形成随动的局部无水区，使积水从轮胎的两侧流出，防止运动轮胎对积水发生碾压/撞击，阻止溅起水浪的形成。同时由于积水仅与高压射流区内的压缩空气接触，不会与飞机上的结构产生膨胀，也会不会产生任意的磨损或变形。结构简单、稳定性高、寿命长。
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公开(公告)号：CN113945355B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202111102684.2
申请日：2021-09-21
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人： 王家启
摘要： 的能力。本发明属于航空飞行器设计技术领域，涉及一种涉及在飞行器上使用的冲击波下进气道风洞试验模拟技术，装置包括，试验风洞包括前端，气体由所述前端进入试验风洞，试验风洞内部安装引射筒体，引射筒体内部安装冲击波生成装置；冲击波生成装置，包括高压通道、主喷管及压力膜，高压通道与主喷管连接，压力膜将主喷管密封，当高压管道压力值达到预设值，压力膜破裂；主喷管后端的引射筒体内安装待试验安装部件该装置可以进行冲击波下的进气道特性风洞(56)对比文件李祝飞;高文智;李鹏;姜宏亮;杨基明.一种进气道自起动特性检测方法.实验流体力学.2013,(第02期),第14-18、23页.郝卫东,邓学蓥,曲芳亮.高速风洞发动机进排气动力模拟试验技术.北京航空航天大学学报.2005,(第04期),第459-463页.
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公开(公告)号：CN113753221B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202111102681.9
申请日：2021-09-21
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人： 王家启
IPC分类号： B64C21/04
摘要： 本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的低速状态时机翼的增升技术系统。一种机翼增升系统，包括机翼，所述机翼具有机翼中段(36)及设置在机翼中段(36)后方的后缘襟翼(40)，其特征在于，所述机翼中段(36)上设置有引气喷管(37)，所述引气喷管(37)朝向所述后缘襟翼(40)，且所述后缘襟翼(40)位于由所述引气喷管(37)产生的喷流所形成的高速喷流区域内，所述引气喷管(37)通过引气管道(34)连接至发动机外涵道(31)，所述引气管道(34)上具有引气控制活门(35)。本申请是一款飞行器上使用的低速状态时机翼的增升系统，它利用利用布置在发动机外涵道内的引气口，将喷气发动机外涵内的部分高压气流通过引气管道导入布置在襟翼缝隙前的引气喷口，其高压空气在襟翼缝隙内形成高速气流，高速气流流过襟翼的上下表面附近，使其襟翼获得较大的绝对升力，从而提高低速状态下的机翼升力。
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公开(公告)号：CN115653754A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211589710.3
申请日：2022-12-12
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
发明人： 王家启
IPC分类号： F02C7/042 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请属于飞行器设计领域，为一种三波系固定压缩面的超音速进气系统及设计方法，通过在圆锥激波的后面，增加1级类圆锥激波，从而在进气口前构造2道圆锥激波加一道正激波的三波系形式，具体为根据第一道等效圆锥激波后马赫数M1确定第一道等效圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2确定第二道类圆锥激波压缩系统的压缩面形状；根据第二道等效圆锥激波后马赫数M2、进气口面积和发动机抽吸流量确定转平段的压缩面形状；使得激波的形态变化更为平滑，从而有效降低正激波前的马赫数，进气道的进气更为稳定，对进口前的三道激波强度合理匹配，提高进气口前的进气道总压恢复特性，从而拓展飞行器最大马赫数使用范围。
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公开(公告)号：CN112733268A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011643977.7
申请日：2020-12-31
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种非对称类梯形喷管喉道设计方法，首先把非对称梯形喉道中心定为坐标原点，XY平面定为设计面，根据非对称梯形喷管喉道处总压恢复系数、该非对称梯形喷管匹配发动机的原装喷管喉道处总压恢复系数和喉道面积，确定该非对称梯形喷管的喉道面积，作直角倒梯形并用二次曲线进行四角修型，初步确定喉道的形状，根据非对称喷管在喉道处分布的宽高比、喉道直角梯形斜边倾角和喉道面积，初步求解直角倒梯形高和上下底边长度；以直角倒梯形高、上下底边长度为基准，调整喉道形状大小，采用面积分区求解，调整二次曲线控制因子直到满足喉道面积、宽高比约束。本发明的设计方法增强了喷管与发动机匹配性能，并提高了喷管喉道设计的效率和精度。
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公开(公告)号：CN117634357A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311693106.X
申请日：2023-12-11
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请涉及一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其通过设计格栅孔尺寸及其孔间距较大的流阻等效格栅，进行CFD仿真计算或缩比模型试验，验证飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻，对于CFD仿真计算而言，可降低网格划分的工作量，对于缩比模型试验而言，可降低缩比模型的加工难度，以此对飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻进行验证，具有较高的效率，可满足格栅快速设计迭代的需求，此外，流阻等效格栅与飞机通风冷却系统进气道进口格栅的流阻，通过格栅孔形状、开孔区域形状、格栅孔相对于来流方向的夹角、格栅孔开孔率、格栅孔总浸湿面积、格栅孔开孔区域面积的一致进行保证，具有较高的准确性。
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公开(公告)号：CN113945385A
公开(公告)日：2022-01-18
申请号：CN202111102678.7
申请日：2021-09-21
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本申请属于本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的喷气发动机与进气道联合地面台架试验技术。更具体地说，涉及一种利用喷气发动机与单独进气道联合地面台架试验的模型系统。所述联合试验模型系统包括：进气道进口、进气道出口、分流片、分流器出口，喷气发动机、发动机尾喷管。本申请是一款喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，该模型系统动力系统通过2台或多台小型发动机同步工作增加进入进气道的流量，提高进气道内管道的气流马赫数，模拟进气道与发动机联合地面工作特性，提升小型发动机地面试验平台的能力。本申请的模型系统结构简单，试验时发动机试验平台改造容易，只用小型发动机平台即可开展测试验证。
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公开(公告)号：CN110886653B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201911346691.X
申请日：2019-12-24
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种喷气式发动机冲击波防护系统，包括机体，机体上开设有进气道，还包括高压气出气管、高压稳压腔、高压气进气管、激波管孔板、激波管阀门，机体内部设置有高压气出气管，高压气出气管出口与进气道前段管道连通，高压气出气管与设置在其后部的高压稳压腔连通，高压稳压腔与高压气进气管连通，激波管孔板后端与所述的高压气出气管出口下端铰接，激波管阀门后端与高压气出气管中段上壁面铰接，激波管孔板上设置有若干通气孔，本发明利用储存在高压稳定室中的高压气在进气道前段管道内形成向前运动的锤激波，在进气道进口前与外来的冲击波迎面碰撞，避免/消弱冲击波对进气道结构、发动机冲击。
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公开(公告)号：CN110674557A
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910828635.3
申请日：2019-09-03
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/17
摘要： 本申请属于航空发动机进排气系统多S弯中心线设计技术领域，具体涉及一种多S弯中心线的设计方法，包括以下步骤：步骤1、根据航空发动机进排气系统的需求，确定多S弯中心线的总水平长度L、总纵向偏距DY，并选取坐标原点，确定多S弯中心线起始端点的坐标、终止端点的坐标；步骤2、多S弯中心线依次包括n个首尾相接的单S弯中心线，确定各个单S弯中心线的水平长度li、纵向偏距DYi，其中，i＝1、2、......、n；步骤3、对各个单S弯中心线进行设计。
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公开(公告)号：CN102926888A
公开(公告)日：2013-02-13
申请号：CN201210466023.2
申请日：2012-11-16
申请人： 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
摘要： 本发明涉及在飞行器上使用的排气系统。更具体地说，本发明涉及一种隐身排气系统。本发明提供了一种隐身排气系统，喷管喉道截面形状设计成宽高比大于1的非圆形状，可增强发动机高温排气气流与环境大气的掺混，降低排气温度，提高排气系统的红外隐身性能。该隐身排气系统的中心线为3个纵向S弯的曲线，弯曲的中心线使得喷管侧壁遮挡了发动机的高温部件，有利于提高排气系统的红外隐身性能；同时，弯曲的中心线还可以使得从后方进入隐身排气系统的雷达波不易产生回波，也有利于提高排气系统的雷达隐身性能，在确保隐身性能的同时，兼顾排气系统的性能，减小隐身排气系统对布置空间的要求，提高该隐身排气系统的适应性。
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