公开(公告)号：CN119872868A

公开(公告)日：2025-04-25

申请号：CN202510078212.X

申请日：2025-01-17

Applicant: 清华大学 ,  中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所

Inventor： 贾仕赫 ,  肖志祥 ,  陈梓钧 ,  陈科 ,  魏中成

IPC: B64C23/06 ,  B64C39/10

Abstract: 本公开提出一种提高大攻角状态下飞翼舵效的翼刀型涡流发生器，飞翼的机翼包括：前缘、布置机身凸起型面的翼根和布置偏转襟翼的尾缘，前缘、翼根和尾缘依次相连，翼刀型涡流发生器包括：翼刀型涡流发生器本体，翼刀型涡流发生器本体设置在机翼的背风面，且翼刀型涡流发生器本体靠近前缘布置；其中，当大攻角状态时，翼刀型涡流发生器本体用于联合翼根的凸起型面，构造贴近背风面的局部类喷管区域，使尾缘的偏转襟翼表面的局部流场由分离状态改变为附体状态。在本公开的一种提高大攻角状态下飞翼舵效的翼刀型涡流发生器中，利用翼刀型涡流发生器本体在机翼上的布置，能够有效提升襟翼的舵效，实现降低抬头力矩的作用。

公开(公告)号：CN119808632A

公开(公告)日：2025-04-11

申请号：CN202411873648.X

申请日：2024-12-18

Applicant: 清华大学

Inventor： 金鑫 ,  贾仕赫 ,  肖志祥 ,  符松

IPC: G06F30/28 ,  G06F119/14 ,  G06F119/10 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明公开了一种超声速凹腔自持震荡回路反馈强度计算方法及系统，本发明的方法包括根据测量得到的脉动压力数据计算各测点噪声声压级；根据各测点噪声声压级并利用线性插值计算预设位置处的来流湍流边界层噪声，并通过来流湍流边界层噪声与预设阈值的比较结果判断受反馈激波影响的测点；统计受反馈激波影响的测点数量，并比较所有受反馈激波影响的测点的噪声声压级大小，以计算反馈激波强度的变化量。本发明通过在凹腔前缘边界层内布置脉动压力传感器，测量反馈激波侵入前缘边界层引起的压力扰动信号，实现对反馈激波强度的准确评估。