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公开(公告)号：CN111042949A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911133988.8
申请日：2019-11-19
Abstract: 本发明公开了一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法，并给出了引射喷管的设计流程以及各关键设计参数的最佳取值范围，包括：引射喷管喉道面积、引射喷管喉道位置、引射喷管扩张段尾缘角、第三流路辅助进气门最大旋转角度、主喷管长度等。基于本设计方法设计的引射喷管，其可在宽速域范围内有效匹配涡轮基组合循环发动机，增强引射喷管主流与次流之间剪切层内流体的动量掺混，降低飞行器在低马赫数状态下的底部阻力并满足引射喷管出口面积的调节需求，大大简化引射喷管的调节作动机构，使得飞行器与发动机在宽速域范围内的性能均得到大幅度提升。
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公开(公告)号：CN109655271B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201811611564.3
申请日：2018-12-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明公开了一种单对超声速流向旋涡发生装置，包括依次连接的拉瓦尔喷管、过渡段、旋涡发生段和试验窗口。通过拉瓦尔喷管和过渡段形成均匀的超声速气流进入旋涡发生段，借助径向压力梯度诱导侧壁边界层形成横向流动，在管道一侧产生一对大尺度流向旋涡，并通过消波设计，可在试验窗口产生均匀且无背景波系的超声速核心流以及充分发展的单对超声速流向旋涡。该旋涡发生装置结构简单、便于和已有试验台集成以及流场显示，有效避免了背景波系对流场的污染。此外，试验装置流道面积逐渐增加，且无附加的涡流发生器，更易满足直连试验台对模型堵塞度的要求，为开展超燃冲压发动机内激波串和超声速流向旋涡的干扰机理研究提供了一种切实可行的试验装置。
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公开(公告)号：CN109655271A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811611564.3
申请日：2018-12-27
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明公开了一种单对超声速流向旋涡发生装置，包括依次连接的拉瓦尔喷管、过渡段、旋涡发生段和试验窗口。通过拉瓦尔喷管和过渡段形成均匀的超声速气流进入旋涡发生段，借助径向压力梯度诱导侧壁边界层形成横向流动，在管道一侧产生一对大尺度流向旋涡，并通过消波设计，可在试验窗口产生均匀且无背景波系的超声速核心流以及充分发展的单对超声速流向旋涡。该旋涡发生装置结构简单、便于和已有试验台集成以及流场显示，有效避免了背景波系对流场的污染。此外，试验装置流道面积逐渐增加，且无附加的涡流发生器，更易满足直连试验台对模型堵塞度的要求，为开展超燃冲压发动机内激波串和超声速流向旋涡的干扰机理研究提供了一种切实可行的试验装置。
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公开(公告)号：CN108412620B
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201810229569.3
申请日：2018-03-20
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C7/057
Abstract: 本发明提供了一种捕获面积可调的进气道，包括进气道主体、进气道唇罩、泄流腔及调节型面变化的两处旋转轴，所述旋转轴包括前体型面旋转轴、扩张段型面旋转轴。通过旋转前体型面旋转轴改变捕获面积，同时旋转扩张段型面的旋转轴以保证泄流腔入口前后位置高度一致，进气道的前体压缩角度随着前体转动角度的增大而增大，前体捕获高度随之增大，唇口压缩角度也增大，而喉道高度则逐渐降低。与定几何进气道相比，可调进气道的总体性能提高，尤其在高马赫数下总压恢复系数提高更明显，捕获的流量也明显提高。本发明结构简单，易于实现。本发明还提供了一种进气道的流量捕获面积调整方法。
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公开(公告)号：CN107191272B
公开(公告)日：2018-08-31
申请号：CN201710427096.3
申请日：2017-06-08
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 本发明公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107089340B
公开(公告)日：2018-07-27
申请号：CN201710413278.5
申请日：2017-06-05
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了种与飞行器前体体化的下颔式超声速/高超声速进气道及设计方法。所述下颔式超/高超声速进气道包括局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面、旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面、飞行器机身型面。通过将飞行器前体头部进行非对称设计,并结合非规则的捕获面设计,可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率,并减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计,其可避免强激波损失和局部重新加速区。为此,本发明对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。
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公开(公告)号：CN107605602A
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201710959321.8
申请日：2016-11-09
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种涡轴发动机进气系统。该进气系统包括中心体组件、劈尖组件和机匣组件。通过在中心体组件中嵌入一柔性可变形的环形气室，同时设计一个可轴向移动的劈尖，根据发动机工作环境及工作状态对气室的型面以及劈尖的轴向位置进行调节。当直升机工作于尘砂等不洁净空气环境时，通过增加气室高度，劈尖位置前移，使该进气系统处于高尘砂分离效率模式；当直升机处于巡航状态时，降低气室高度，并将劈尖位置后移，使该进气系统工作于高气动效率模式。通过本发明有效解决了传统定几何进气系统无法兼顾低空高效排砂和巡航高气动性能的问题。
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公开(公告)号：CN106523158B
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201610985841.1
申请日：2016-11-09
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种涡轴发动机进气装置及其操作方法。该系进气装置包括中心体组件、劈尖组件和机匣组件。通过在中心体组件中嵌入一柔性可变形的环形气室，同时设计一个可轴向移动的劈尖，根据发动机工作环境及工作状态对气室的型面以及劈尖的轴向位置进行调节。当直升机工作于尘砂等不洁净空气环境时，通过增加气室高度，劈尖位置前移，使该进气系统处于高尘砂分离效率模式；当直升机处于巡航状态时，降低气室高度，并将劈尖位置后移，使该进气系统工作于高气动效率模式。通过本发明有效解决了传统定几何进气系统无法兼顾低空高效排砂和巡航高气动性能的问题。
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公开(公告)号：CN107341323A
公开(公告)日：2017-11-10
申请号：CN201710664785.6
申请日：2017-08-07
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法，确定设计点下对应激波贴口的固定压缩面及可调压缩面角度分配，确定进气道不同工作状态下对喉道高度的要求，设计可调压缩面型面，设计喉道段及扩压段，根据进气道喉道段预期的运动轨迹设计连杆机构，完成进气道的主体结构设计。同时，设计过程中还通过细致的宽速域波系配置，利用压缩面肩部外凸面的膨胀扇进行消波处理，抑制激波/边界层干扰对进气道性能的影响。此外，该设计方法还通过运动仿真确定喉道高度与作动机构水平位移的关系，进而确定工作马赫数与调节机构调节量的对应关系，即确定了进气道的调节规律。
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公开(公告)号：CN106523158A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610985841.1
申请日：2016-11-09
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种涡轴发动机进气装置及其操作方法。该系进气装置包括中心体组件、劈尖组件和机匣组件。通过在中心体组件中嵌入一柔性可变形的环形气室，同时设计一个可轴向移动的劈尖，根据发动机工作环境及工作状态对气室的型面以及劈尖的轴向位置进行调节。当直升机工作于尘砂等不洁净空气环境时，通过增加气室高度，劈尖位置前移，使该进气系统处于高尘砂分离效率模式；当直升机处于巡航状态时，降低气室高度，并将劈尖位置后移，使该进气系统工作于高气动效率模式。通过本发明有效解决了传统定几何进气系统无法兼顾低空高效排砂和巡航高气动性能的问题。
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