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公开(公告)号：CN113107680B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202110428018.1
申请日：2021-04-21
摘要： 本发明公开了一种带无级可调放气活门的高超声速大内收缩比进气道，包括进气道前体、放气缝盖板、侧壁、唇罩、放气腔、活门叶片、隔板、转轴、扩压段与驱动机构。根据进气道的实际工况，通过驱动机构转动活门叶片，改变放气流路的最小截面，能够实现对进气道放气流量的无级动态调节，从而改善进气道的起动性能，提高进气道的气动性能，降低飞行器的放气阻力。本发明进气道两侧的活门叶片共用一套驱动机构且两侧驱动机构控制规律一致，便于使用电机控制，且整套装置结构简单，无需采用复杂的进气道本体调节装置即可实现放气流量的调节，以解决高超声速进气道气动性能与起动性能的矛盾。
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公开(公告)号：CN113107681B
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202110428019.6
申请日：2021-04-21
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明公开了一种连续可调的进气道放气装置，进气道前体内设有位于压缩面内侧的若干放气槽，所述放气槽的两侧与进气道外界连通；放气槽与压缩面之间设有贯穿压缩面的开口，且该开口连通放气槽。还包括驱动模块，所述驱动模块包括位于内腔中的电机、位于放气槽内的叶片、叶片通过转动打开或关闭放气槽。本进气道放气装置构造简单、放气量连续可调且避开了死点的干扰；该放弃装置结构小巧，适应狭小空间；灵活性强，仅需改变运动副的长度即可进行不同角度范围的调节，且对转动方向无特殊要求；由于电机的转动角度可知，进而可知叶片的转动角度而无需额外的传感器监控其转动角度。
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公开(公告)号：CN113107680A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110428018.1
申请日：2021-04-21
摘要： 本发明公开了一种带无级可调放气活门的高超声速大内收缩比进气道，包括进气道前体、放气缝盖板、侧壁、唇罩、放气腔、活门叶片、隔板、转轴、扩压段与驱动机构。根据进气道的实际工况，通过驱动机构转动活门叶片，改变放气流路的最小截面，能够实现对进气道放气流量的无级动态调节，从而改善进气道的起动性能，提高进气道的气动性能，降低飞行器的放气阻力。本发明进气道两侧的活门叶片共用一套驱动机构且两侧驱动机构控制规律一致，便于使用电机控制，且整套装置结构简单，无需采用复杂的进气道本体调节装置即可实现放气流量的调节，以解决高超声速进气道气动性能与起动性能的矛盾。
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公开(公告)号：CN113107681A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110428019.6
申请日：2021-04-21
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明公开了一种连续可调的进气道放气装置，进气道前体内设有位于压缩面内侧的若干放气槽，所述放气槽的两侧与进气道外界连通；放气槽与压缩面之间设有贯穿压缩面的开口，且该开口连通放气槽。还包括驱动模块，所述驱动模块包括位于内腔中的电机、位于放气槽内的叶片、叶片通过转动打开或关闭放气槽。本进气道放气装置构造简单、放气量连续可调且避开了死点的干扰；该放弃装置结构小巧，适应狭小空间；灵活性强，仅需改变运动副的长度即可进行不同角度范围的调节，且对转动方向无特殊要求；由于电机的转动角度可知，进而可知叶片的转动角度而无需额外的传感器监控其转动角度。
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公开(公告)号：CN117902051B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410169192.2
申请日：2024-02-06
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种采用埋入式微通道阵列的进气道及其设计方法，通过在进气道入口上游安置埋入式微通道阵列，利用进气道入口上游由机身发展而来的边界层内的低能流体自身的能量进行驱动，通过微小通道阵列进行旁路输运，进而避免低能流体被吸入进气道内部与并在进气道内部诱导出大范围流动分离。本发明提出的进气道与传统带隔道进气道和鼓包进气道相比，由于具有埋入式微通道阵列嵌入飞行器机身内部，外部表面无任何凸起，因此其具有隐身性能优、结构重量轻、迎风阻力小等优点。
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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：CN117902051A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410169192.2
申请日：2024-02-06
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种采用埋入式微通道阵列的进气道及其设计方法，通过在进气道入口上游安置埋入式微通道阵列，利用进气道入口上游由机身发展而来的边界层内的低能流体自身的能量进行驱动，通过微小通道阵列进行旁路输运，进而避免低能流体被吸入进气道内部与并在进气道内部诱导出大范围流动分离。本发明提出的进气道与传统带隔道进气道和鼓包进气道相比，由于具有埋入式微通道阵列嵌入飞行器机身内部，外部表面无任何凸起，因此其具有隐身性能优、结构重量轻、迎风阻力小等优点。
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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。
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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。
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公开(公告)号：CN115290291A
公开(公告)日：2022-11-04
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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