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公开(公告)号：CN113911315A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111519013.6
申请日：2021-12-14
申请人： 清华大学 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： B64C1/38
摘要： 本发明涉及飞行器热防护技术领域，公开一种飞行器头锥冷却结构。该飞行器头锥冷却结构主要由散热通道组件构成，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配。所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，若干所述输入通道呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层呈环状，且所述中间通道层呈网状结构，所述中间通道层的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。该飞行器头锥冷却结构冷却效果较好，能够有效降低飞行器头锥的头部温度，并使得飞行器头锥温度分布均匀，加工简单。
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公开(公告)号：CN113911315B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111519013.6
申请日：2021-12-14
申请人： 清华大学 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： B64C1/38
摘要： 本发明涉及飞行器热防护技术领域，公开一种飞行器头锥冷却结构。该飞行器头锥冷却结构主要由散热通道组件构成，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配。所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，若干所述输入通道呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层呈环状，且所述中间通道层呈网状结构，所述中间通道层的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。该飞行器头锥冷却结构冷却效果较好，能够有效降低飞行器头锥的头部温度，并使得飞行器头锥温度分布均匀，加工简单。
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公开(公告)号：CN117416513A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311475857.4
申请日：2023-11-07
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本申请属于航空航天热控技术领域，特别涉及一种基于相变换热的环境冷却系统及方法。系统包括：双通路相变换热器具有第一换热通道以及第二换热通道，第一换热通道的出口设置有第一喷口，第二换热通道的出口设置有第二喷口；液氮储液罐通过第一管路与第一换热通道的入口连接，第一管路上设置有液氮控制阀门；空气循环泵通过第二管路与第二换热通道的入口连接；温度传感器至少包括两个，一个温度传感器设置在双通路相变换热器内部，另一个温度传感器设置在设备舱；控制器用于根据接收的温度传感器的温度信号实现对液氮控制阀门以及空气循环泵的控制。本申请具有改善温度骤降、局部过冷，提高系统效率，减小液氮需求量，增加系统可靠性等优点。
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公开(公告)号：CN113420369B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202110590632.8
申请日：2021-05-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本申请属于飞机发动机热相容设计领域，特别涉及一种飞机发动机舱冷却快速设计方法。包括：步骤一、构建通用化发动机舱冷却模型，所述通用化发动机舱冷却模型包括发动机舱几何模型以及发动机舱换热模型；步骤二、根据所述发动机舱几何模型以及所述发动机舱换热模型对冷却气流量进行优化迭代，得到优化后的冷却气流量；步骤三、根据所述发动机舱几何模型以及所述发动机舱换热模型构建三维发动机舱冷却仿真模型，将优化后的冷却气流量作为输入，通过仿真结果对扰动修正系数进行校验及修正，得到优化后的通用化发动机舱冷却模型。本申请通过合理的模型简化，能在设计初期快速获取冷却气流量及压力等系统主要性能参数，支撑方案评估迭代及详细设计。
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公开(公告)号：CN114756982A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210306669.8
申请日：2022-03-25
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/08
摘要： 本申请属于飞机功能结构设计领域，特别涉及一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构。包括：头锥外壳、空腔流道以及Y形分形流道。头锥外壳呈锥形，所述头锥外壳包括一体成型的上壳体以及下壳体，其中，所述上壳体的曲率大于所述下壳体的曲率；所述空腔流道沿周向开设在所述头锥外壳的头部，所述空腔流道具有第一进口以及第一出口，所述第一进口位于所述头锥外壳的顶端；所述Y形分形流道沿轴向开设在所述头锥外壳的内部，所述Y形分形流道具有第二进口以及第二出口，所述第二进口与所述第一出口连通，所述第二出口位于所述头锥外壳的末端，所述第二出口的个数为2n‑1，n为Y形分形流道的分级数。本申请流道分布均匀，换热面积大，流阻小。
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公开(公告)号：CN113420369A
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110590632.8
申请日：2021-05-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本申请属于飞机发动机热相容设计领域，特别涉及一种飞机发动机舱冷却快速设计方法。包括：步骤一、构建通用化发动机舱冷却模型，所述通用化发动机舱冷却模型包括发动机舱几何模型以及发动机舱换热模型；步骤二、根据所述发动机舱几何模型以及所述发动机舱换热模型对冷却气流量进行优化迭代，得到优化后的冷却气流量；步骤三、根据所述发动机舱几何模型以及所述发动机舱换热模型构建三维发动机舱冷却仿真模型，将优化后的冷却气流量作为输入，通过仿真结果对扰动修正系数进行校验及修正，得到优化后的通用化发动机舱冷却模型。本申请通过合理的模型简化，能在设计初期快速获取冷却气流量及压力等系统主要性能参数，支撑方案评估迭代及详细设计。
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公开(公告)号：CN116629150A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310533109.0
申请日：2023-05-11
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/06
摘要： 本申请属于飞机总体中系统综合领域，特别涉及一种高速飞机全机能源需求与功率提取能力匹配分析方法。包括：步骤一、构建冲压空气涡轮功率提取能力评估模型；步骤二、构建全机液压能源需求评估模型；步骤三、构建全机电能需求评估模型；步骤四、基于所述冲压空气涡轮功率提取能力评估模型、所述全机液压能源需求评估模型以及所述全机电能需求评估模型，开展全机能源需求与功率提取能力匹配分析。本申请能够完成基于飞行包线和典型任务剖面下的全机能源需求与功率提取能力的匹配分析，分析结果可作为飞行性能、次流、冲压空气涡轮、供电系统、液压系统系统、热管理系统等多专业迭代权衡设计的输入，支撑高马赫数飞机总体方案设计。
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公开(公告)号：CN114840911A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210307464.1
申请日：2022-03-25
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F111/04 , G06F119/08
摘要： 本申请属于飞机总体设计与功能结构设计领域，特别涉及一种结构功能一体化热设计方法。包括：通过需求分析明确功能结构设计边界；综合材料数据库、主动冷却结构构型数据库、制造工艺数据库的基础特性与技术可行性，在结构几何约束条件下，开展技术选型论证；进行结构流道设计参数、主动冷却系统设计参数辨识，结合关键参数元件实验，分析其对结构传热、换热特性的影响规律，归纳总结结构功能一体化热设计的关键参数群，并按照作用效果选取结构流道设计参数、主动冷却系统设计参数，完成方案设计；从多个维度层级分解功能结构综合评价指标体系，并按照评价要求完成方案评估以及参数优化设计；在模拟热力工况下完成典型功能结构试验件热力耦合试验。
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公开(公告)号：CN217844731U
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202222045073.5
申请日：2022-08-04
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本申请属于飞机试验技术领域，具体涉及一种头锥热考核试验夹具。该夹具包括左右两个支板，两个支板中间形成容纳试验件(1)的加热腔体，靠近试验件(1)尾端的支板包括隔热层(2)及承载层(3)，具有管路的接头(4)穿过隔热层(2)及承载层(3)之后与所述试验件(1)的冷却通道连接，多根高温石英灯管(6)架设在两个支板之间，并包围所述试验件(1)，多个高温石英灯管(6)在靠近试验件(1)尾端处稀疏布置，在靠近试验件(1)尖端处密集布置，试验件(1)尖端前布置有激光器(7)。本申请能精准控制热流梯度的分布，提供了一种极大热流密度和均匀梯度分布的热流密度相结合的加热环境。
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