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公开(公告)号：CN115258130A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210924988.5
申请日：2022-08-03
Applicant: 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
Abstract: 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构，属于减阻降热技术领域。在飞机钝化前缘位置排布喷口，实施逆向喷流。喷口以矩阵形式相对于飞机钝化前缘中心线上下对称排布。飞机钝化前缘内设有对流冷却回路、气体喷流回路和内部支撑空间；对流冷却回路分别开设于钝化前缘的上、下表面，对流冷却回路靠近喷口一端的流道横截面呈现阶梯状，对流冷却回路中通过泵循环冷却介质；气体喷流回路一端连接喷口，另一端连接内部喷流装置，内部喷流装置喷出的气体经过气体喷流回路从喷口喷出，气体喷流回路分别位于中心线上下两侧，且从内部喷流装置到喷口逐渐向中心线倾斜。本发明实现降低各类飞行器钝化前缘区域因激波‑激波干扰而导致的强加热热流。
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公开(公告)号：CN115158657B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202210924949.5
申请日：2022-08-03
Applicant: 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
Abstract: 本发明提供了基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却设计方法，适用于高超声速飞行器中气动热问题严峻的前缘区域，涉及一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，通过加支流管道与增加管道壁面弧形凹陷的组合方案实现冷却剂分流和增大管道壁面粗糙度从而强化传热。本发明通过一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，实现在有限冷源情况下提高主动对流冷却技术的冷却工质的传热能力，增强主动冷却技术的降热效果。
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公开(公告)号：CN116506478A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310473312.3
申请日：2023-04-27
Applicant: 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
IPC: H04L67/125 , B64F5/60 , G01R31/00 , H04L69/08 , H04Q9/00
Abstract: 本发明公开了一种面向数据接口协议的无人机通用检测装置和使用方法，所述装置包括核心处理系统，网络交换机，以及多个相互独立、可扩展的接口处理系统。所述核心处理系统通过网络交换机与多个接口处理系统进行通讯，控制多个所述接口处理系统采集的数据进行解析处理和指令控制；所述多个接口处理系统分别包括单元控制板卡和接口板卡，单元控制板卡通过串口于相应接口板卡进行通讯，实现接口数据的实时采集和输出。本发明通过相互独立、可扩展的接口处理系统以及基于接口控制文件的核心处理系统通用数据处理方法实现针对多型无人机多种类型接口的数据解析和指令控制。本发明从整体上具有可操作性、使用方便、系统设计简单、通用化、综合化等特点。
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公开(公告)号：CN115258130B
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202210924988.5
申请日：2022-08-03
Applicant: 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
Abstract: 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构，属于减阻降热技术领域。在飞机钝化前缘位置排布喷口，实施逆向喷流。喷口以矩阵形式相对于飞机钝化前缘中心线上下对称排布。飞机钝化前缘内设有对流冷却回路、气体喷流回路和内部支撑空间；对流冷却回路分别开设于钝化前缘的上、下表面，对流冷却回路靠近喷口一端的流道横截面呈现阶梯状，对流冷却回路中通过泵循环冷却介质；气体喷流回路一端连接喷口，另一端连接内部喷流装置，内部喷流装置喷出的气体经过气体喷流回路从喷口喷出，气体喷流回路分别位于中心线上下两侧，且从内部喷流装置到喷口逐渐向中心线倾斜。本发明实现降低各类飞行器钝化前缘区域因激波‑激波干扰而导致的强加热热流。
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公开(公告)号：CN115158657A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210924949.5
申请日：2022-08-03
Applicant: 沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
Abstract: 本发明提供了基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却设计方法，适用于高超声速飞行器中气动热问题严峻的前缘区域，涉及一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，通过加支流管道与增加管道壁面弧形凹陷的组合方案实现冷却剂分流和增大管道壁面粗糙度从而强化传热。本发明通过一种基于支流管道与壁面凹陷组合强化传热方法的高超声速前缘冷却技术，实现在有限冷源情况下提高主动对流冷却技术的冷却工质的传热能力，增强主动冷却技术的降热效果。
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