-
公开(公告)号：CN118182855A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410340592.5
申请日：2024-03-25
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种建立三维柔性可变形鼓包的方法及可变形鼓包。其中，该方法包括：设置可变形鼓包的初始型面以及目标型面，确定最大变形量、蒙皮的厚度、材质、底座的大小；将所述蒙皮覆盖所述底座并密封，且在内部形成空腔；基于等效刚度法在所述空腔内设置若干支柱，所述支柱一端与所述底座固定，另一端与所述蒙皮内表面固定，可变形鼓包建立完成，改变所述空腔大小，带动蒙皮所在曲面变形至目标型面。通过往该空腔中充入一定压强的气体，驱动柔性层发生一定量的变形，并且本发明能够变形至不同工作马赫数下鼓包的较优气动型面，能够有力提升鼓包进气道宽工作范围内气动性能，具有实用性强且变形范围大的特点。
-
公开(公告)号：CN116537946A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310565034.4
申请日：2023-05-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，包括狭缝式进气道、燃烧室和尾喷管；狭缝式进气道包括外压缩段和内压缩段，外压缩段包括一段自前向后延伸的斜面，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离；内压缩段包括唇罩和内压缩通道，燃烧室用以通过燃料燃烧产生燃气，尾喷管将燃气可用功转化为动能。本发明可以更低的排气速度来使推进系统获得相同的推力，降低排气带走的逃逸能量，降低激波损失，并使进气道的迎风面积和气动阻力减小，提升发动机的推进效率。
-
公开(公告)号：CN118107793A
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410341252.4
申请日：2024-03-25
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种超声速可变形鼓包进气道及控制方法。包括前体、唇罩、与前体后端连接并位于唇罩内侧的可变形鼓包、与可变形鼓包后端连接并向后延伸的下游扩压段、位于可变形鼓包内侧的空腔，向密闭腔体内充放气的充放气装置；可变形鼓包内表面设有支撑该可变形鼓包的金属支撑件，该金属支撑件具有向外凸起与可变形鼓包贴合的板件，用以使可变形鼓包形成初始鼓包型面；板件上设有若干连通孔，密闭腔体内设有若干分布式支柱，分布式支柱的顶部穿过连通孔并与可变形鼓包内表面连接固定，分布式支柱的底部与密闭腔体的底面固定。通过向空腔施加气动载荷，改变可变形鼓包的鼓包型面，进而改变喉道面积。本发明具有控制精度高、适用性强的特点。
-
公开(公告)号：CN114996851A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210666163.8
申请日：2022-06-14
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/20
摘要： 本发明提出了一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法。本发明通过设计两路入口互不相干、试验段具有强耦合作用的管道，分别模拟边界层泄流与亚声速外流，通过调整实验台边界层发展段流道型面构型或调整实验台出口压力，可以模拟不同来流边界层厚度以及不同来流马赫数条件下边界层泄流与亚声速外流耦合作用的流动机理。本设计方法设计出的亚声速实验台结构简单，试验段入口流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确模拟出亚声速流场，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台设计方法。
-
公开(公告)号：CN118182855B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410340592.5
申请日：2024-03-25
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种建立三维柔性可变形鼓包的方法及可变形鼓包。其中，该方法包括：设置可变形鼓包的初始型面以及目标型面，确定最大变形量、蒙皮的厚度、材质、底座的大小；将所述蒙皮覆盖所述底座并密封，且在内部形成空腔；基于等效刚度法在所述空腔内设置若干支柱，所述支柱一端与所述底座固定，另一端与所述蒙皮内表面固定，可变形鼓包建立完成，改变所述空腔大小，带动蒙皮所在曲面变形至目标型面。通过往该空腔中充入一定压强的气体，驱动柔性层发生一定量的变形，并且本发明能够变形至不同工作马赫数下鼓包的较优气动型面，能够有力提升鼓包进气道宽工作范围内气动性能，具有实用性强且变形范围大的特点。
-
公开(公告)号：CN118410568A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410357451.4
申请日：2024-03-27
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/28
摘要： 本发明提出了一种压力梯度双向可控的高超声速前体/压缩面一体化设计方法，根据压缩量给定流向压力曲线，利用有旋特征线法求解出基准流场波系结构，基于基准流场选取某一站位沿展向逐渐降低的分布规律反求壁面型线空间坐标，最后利用流线追踪方法将各点追踪的流线构成流向和展向压力梯度双向可控的前体/压缩面。相比于传统方法设计的前体/压缩面，本发明为高超声速飞行器前体进气道的气动设计提供一种既具备压缩能力，又兼具展向自排移能力的设计方法。
-
公开(公告)号：CN118188163A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410370887.7
申请日：2024-03-29
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/04
摘要： 本发明提供一种高压比长前体高超声速进气道及其设计方法，本发明采用一级激波溢流、二级激波‑等熵压缩波异位汇聚的进气道波系配置方法，第一级平面激波存在落后角，避免大攻角状态前体激波入射到唇罩唇口处；构建虚拟锥面并采用特征线法确定第二、三级虚拟锥面型线，第二级锥形激波贴近唇口，第三级等熵压缩波分布式入射唇口内侧，此配波方案使得进气道总压恢复系数增大，进气道性能显著提升；压缩面采用鼓包型设计，可排除边界层低能流，有效防止低能流进入进气道，改善了进气道的自起动性能，同时可以降低进气道气动阻力；唇罩采用后掠设计，并通过侧板向内偏转诱导侧压激波，实现对气流的压缩，相较于传统设计，提高了进气道的压缩能力。
-
公开(公告)号：CN114996851B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202210666163.8
申请日：2022-06-14
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/20
摘要： 本发明提出了一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法。本发明通过设计两路入口互不相干、试验段具有强耦合作用的管道，分别模拟边界层泄流与亚声速外流，通过调整实验台边界层发展段流道型面构型或调整实验台出口压力，可以模拟不同来流边界层厚度以及不同来流马赫数条件下边界层泄流与亚声速外流耦合作用的流动机理。本设计方法设计出的亚声速实验台结构简单，试验段入口流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确模拟出亚声速流场，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台设计方法。
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
8 条记录 (耗时 0.024 秒)