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公开(公告)号：CN118350114B
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202410309771.2
申请日：2024-03-19
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法。根据隐身飞行器的飞行马赫数、发动机需求流量、埋入式进气道出口面积及出口马赫数确定埋入式进气道内流道的中心线沿程变化规律、截面积沿程变化规律、圆角矩形的圆角部分半径变化规律、内流道喉道面积及埋入式进气道唇口面积；通过分析气流在埋入式进气道唇口附近形成的旋涡情况，以此设计唇口形状和确定唇口与飞行器机身过渡倒圆半径沿弧长变化规律。相较于现有技术，本发明提供了内流道中心线、截面积、圆角矩形圆角部分半径及唇口与进气道进口过渡倒圆半径的沿程变化规律，针对隐身飞行器使用该设计方法设计的背负式埋入式进气道方便快捷，性能优越，有效提高了此类进气道设计的方便性和灵活性。
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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
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN118637070A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410777789.5
申请日：2024-06-17
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: B64D33/02
Abstract: 本发明公开了一种鼓包结构、进气道和飞行器。该鼓包结构包括柔性蒙皮、硬质环形侧壁、负泊松比蜂窝和硬质底座，柔性蒙皮采用多个设计点设计，其初始型面为最小工作马赫数对应的较优型面，柔性蒙皮包括由内向外的中心区域、内层环形区域、中层环形区域和外层环形区域，中心区域、内层环形区域和中层环形区域的外侧边界线均为最大工作马赫数对应的较优型面的等高线，且中心区域、内层环形区域和中层环形区域的外侧边界线分别对应的等高线的高度依次减小。该鼓包结构有利于提升飞行器鼓包进气道在多个工作马赫数下的气动性能，使其能够兼顾亚声速性能和超声速性能，并提升飞行器鼓包进气道在非工作马赫数下的气动性能。
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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
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/28
Abstract: 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。
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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
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118167478A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410309730.3
申请日：2024-03-19
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种背负式埋入式进气道及其流动控制方法。所述背负式埋入式进气道的流动控制方法是通过在飞行器机身背部安装扰流片，以及在进气道内流道设置边界层抽吸孔这两种流动控制方法组合，将较长飞行器机身发展的厚边界层内低能流排移出进气道外，防止被进气道吸入使得进气道性能恶化。相较于现有技术，本发明极大减少吸入的飞行器机身边界层，并有效吸除背负式埋入式进气道侧棱旋涡内的低能流体，大幅降低其畸变指数，结构简单且能够与下游发动机一体化，具有良好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN115950493B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202211646660.8
申请日：2022-12-21
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法，测试系统包括标准模型、过渡段、整流段、节流模块、滞止模块、真空腔。通过调节节流模块的出口面积以及下游的压力，控制进气道出口马赫数，并在节流模块后形成超声速流场结构。真空腔处快速阀关闭，流体通过后整流段整流进入滞止模块，超声速气流滞止。通过监测空腔内的压力变化换算得到亚声速流道的流量。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，所需压力测点少，避免了标准流量计、传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的壅塞，测量精度对流道内气流的非均匀性不敏感，适合于来流为亚声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。
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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
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/20
Abstract: 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：CN114379812B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202111625610.7
申请日：2021-12-28
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，利用外锥流场沿径向方向压力逐渐降低的特性，通过给定外锥波后流场中某一个栈位沿展向逐渐降低的压力分布规律，基于坐标变换，在外锥流场中反求壁面型线空间坐标，利用流线追踪方法从壁面型线向上、下游追踪三维流线，并仅保留锥形激波波后部分流线，以此流线簇构成前体/压缩面的气动型面。相比于传统方法设计的前体，本发明有效解决了传统前体对称面附近展向压力梯度不足、横向流动极弱、低能流堆积的难题，为高速飞行器前体进气道的气动设计提供了一种主动、灵活的设计方法。
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公开(公告)号：CN115979356A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211646644.9
申请日：2022-12-21
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种基于大舱等熵滞止的超/高超声速内流道瞬态流量测试系统。通过蜂窝器整流后进入一个体积较大的静压舱，气流在静压舱内快速减速，并通过开关快速阀使得静压舱内仅有流体流入而流出为零。当静压舱内静内低于临界静压时，舱内静压随时间的变化率与入口流量成线性正相关。本发明结构简单，响应速度快，测量精度高，适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，装置的快速阀可以辅助节流，可以不需要额外设计堵锥从而大大节约试验费用，而且该装置对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。
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