CN101418723B - 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 - Google Patents
进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN101418723B CN101418723B CN200810155897XA CN200810155897A CN101418723B CN 101418723 B CN101418723 B CN 101418723B CN 200810155897X A CN200810155897X A CN 200810155897XA CN 200810155897 A CN200810155897 A CN 200810155897A CN 101418723 B CN101418723 B CN 101418723B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- intake duct
- inlet
- axisymmetric
- outlet
- hypersonic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 19
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims abstract description 25
- 230000008676 import Effects 0.000 claims description 26
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 25
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 abstract description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 24
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000013456 study Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005574 cross-species transmission Effects 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 239000000700 radioactive tracer Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Characterised By The Charging Evacuation (AREA)
Abstract
本发明是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及其设计方法。内乘波式高超声速进气道的结构是包括进气道收缩段和隔离段，其中进气道收缩段的形状为三维向内收缩。设计方法是以非轴对称内收缩基本流场为基础，所述的非轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩回转壁面和非轴对称变半径中心体，其中内收缩回转壁面保持不变，而中心体半径是可调节的。优点：保持了内乘波式进气道全流量捕获来流，低马赫数自动溢流等特点；且进出口形状可以根据布局要求进行定制，易于实现并列模块化安装或与各类飞行器机体外形的一体化设计。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及其设计方法，属于高超声速进气道技术领域。
背景技术
高超声速飞行是指马赫数大于5的飞行，它的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。进气道是高超声速飞行器中的主要部件，它的设计目标是以较小的流动损失为下游的推进系统部件提供尽可能多的高能气流。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率(出口总压)高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围，因而进气道要能在低M数时自动溢流；⑥应易于实现与飞行器机体一体化设计，因此要求进气道可以在机腹多个并列模块化安装。
目前已经提出的高超声速进气道形式主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。国内外众多学者对它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了广泛而深入的研究。此外，近两年来，研究人员还提出了一些新型先进高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学Billig F.S等提出的流线追踪Busemann进气道，采用流线追踪技术，对Busemann等熵进气道加以改进；美国Astrox公司的Ajay P.K.等提出的“Funnel”型进气道概念，仿照使用锥型流来生成乘波体的思路，使用向内拐折的轴对称流型来生成进气道内表面构形；英国牛津大学提出的模块化收缩式进气道以及美国空军实验室研制的一种Jaw进气道。在美国下一代高超声速推进系统研究计划中，Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收缩的进气道形式。在国内，南京航空航天大学的黄国平、梁德旺、尤延铖等人率先提出了一类命名为内乘波的三维内收缩进气道，该类进气道以直接流线追踪为主要技术特点，可以在设计状态下以不规则的三维几何外形全流量捕获自由来流，具有较好的性能特点。此外，南京航空航天大学的张堃元，孙波等人在截短Busemann进气道方面也开展了一些相关研究。
纵观以上各类进气道方案，虽然它们都具有一些独特的设计优势和特点，但仍存在一些设计缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann进气道为例，由于不具有内乘波的特点，即使在设计状态下，此类进气道的流量捕获系数通常也就在90％左右。而在高超声速推进系统中，10％的流量损失就对应了10％以上的推力损失。以直接流线追踪为技术特点的内乘波式进气道虽然被证明可以100％的捕获自由来流，但是，它复杂的三维外形却限制了它在总体布局中的应用。从布局角度考虑，总体通常希望进气道具有规则的进、出口形状，甚至可以根据飞行器外形要求进行定制设计。如：要求进口水平投影近似矩形，即上表面和两侧壁要求为直线，以满足机体上多个进气道模块并列布置的需要；出口要求为圆或椭圆形，以匹配下游燃烧室。然而，由于三维内收缩进气道固有的特点，现有的各类设计技术都无法在保证进气道气动性能的前提下，实现进气道进、出口外形规则且可定制的要求。
发明内容
本发明的目的旨在克服现有技术所存在的上述缺陷，提出一种固定几何、设计状态来流激波贴口，低马赫数自动溢流，进、出口投影形状可定制的进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法。
本发明的技术解决方案：进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道，其特征是包括进气道收缩段和隔离段，其中进气道收缩段的形状为三维向内收缩。
进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道的设计方法，其特征是以非轴对称内收缩基本流场为基础，所述的非轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩回转壁面和非轴对称变半径中心体，其中内收缩回转壁而保持不变，而中心体半径是可调节的。
本发明的优点：进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道是一种固定几何进气道。内乘波设计可以保证该进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围；进出口形状可以根据布局要求进行定制的特点，易于该进气道实现并列模块化安装或与各类飞行器机体外形的一体化设计。
附图说明
附图1是非轴对称内收缩基本流场示意图。
附图2是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道进、出口(三角形进口、椭圆形出口)投影形状示意图。
附图3-1是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道(三角形进口、椭圆形出口)三维轮廓示意图。
附图3-2是表示进气道三角形进口下部溢流口示意图。
附图4是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道进口(近似方形、椭圆形出口)投影形状示意图。
附图5-1是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道(近似方形进口、椭圆形出口)三维轮廓示意图。
附图5-2是表示进气道近似方形进口下部溢流口的示意图。
图中的1是表示高超声速来流、2是表示轴对称内收缩回转壁面、3是表示非轴对称变半径中心体、4是表示轴对称回转中心线、5是表示基本流场入射激波、6是表示基本流场反射激波、7是表示进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道三角形进口、8是表示初始入射圆弧激波、9是表示进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道椭圆形出口、10是表示基本流场变半径中心体、11是表示基本流场回转中心、12是表示进气道三维内收缩段、13是表示抛物线的肩部形线、14是表示等直隔离段、15是表示进气道椭圆出口、16是表示进气道三角形进口下部溢流口、17表示进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道近似方形进口、18表示初始入射圆弧激波、19是表示进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道椭圆形出口、20是表示基本流场变半径中心体、21是表示基本流场回转中心、22是表示进气道三维内收缩段、23是表示抛物线的肩部形线、24是表示等直隔离段、25是表示进气道椭圆出口、26是表示进气道近似方形进口下部溢流口。
具体实施方式
对照附图，进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道，其结构是包括进气道收缩段和隔离段，其中进气道收缩段的形状为三维向内收缩。
所述的进气道，其内的高超声速来流在进口处形成规则的初始入射圆弧激波，初始入射圆弧激波将三维进口面完全封闭。低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下唇口附近溢出。
所述的进气道，其进出口形状可以定制，即可以根据总体布局需要指定进气道进出口形状。
所述的进气道，其进口下半部分存在溢流口，功能是低马赫数自动溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。
所述的进气道收缩段在进气道肩部位置转平，进气道肩部连线为抛物线，经过该位置的反射激波后，主流方向基本平行来流，部分不均匀气流在肩部附近再次反射，以斜激波串的形式存在于隔离段内。
进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道的设计方法，以非轴对称内收缩基本流场为基础，所述的非轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩回转壁面和非轴对称变半径中心体，其中内收缩回转壁面保持不变，而中心体半径是可调节的。
设计方法对所述的非轴对称内收缩基本流场在不同的周向位置上进行不同径向位置的流线追踪叠加组合获得流面，即符合进出口形状要求的内乘波式进气道。
由图1所示的内收缩基本流场是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道的设计基础。该流场为非轴对称内收缩流场，由轴对称的内收缩回转壁面和非轴对称变半径中心体组成。在周向二维平面内，流场的主要特征包括入射曲线激波和反射曲线激波，气流进入基本流场后向中心汇聚并在中心体圆柱处发生反射。对于内乘波式高超声速进气道设计来说，必须保持内收缩回转壁面形线不变以获得相同激波强度的轴对称初始入射激波。内收缩回转壁面形线固定后，基本流场的设计自由度仅包含可变化半径的中心体。变化中心体半径的大小，可以获得一系列不同进、出口高度比却具有相同圆弧激波强度的基本流场。
进出口形状可定制的内乘波式进气道设计方法实际上是将三维非轴对称型面设计转换为不同二维轴对称截面在周向位置进行叠加的设计方法。根据给定的进气道进、出口形状，对任一周向截面，可以获得该截面内的进、出口径向位置。进、出口径向位置(或它们的比值)惟一决定了该周向截面位置应该采用的内收缩基本流场(即中心体圆柱半径的大小)。沿每一周向截面逐一确定各截面内符合进出口要求的二维基本流场，并根据定制的进、出口形状分别进行不同径向位置的流线追踪，可以获得各周向位置的截面流线。将它们沿周向进行叠加，便可以获得进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道。
采用以上气动方法设计的是无粘条件下的进出口形状可定制的内乘波式进气道。在此基础上，还必须对进气道无粘固壁进行粘性修正(附而层位移厚度偏置)和肩部光顺。
实施例1：
在来流马赫数5，设计了如图1所示的一系列轴对称内收缩基本流场，内收缩回转壁面母线为三次曲线，初始内收缩角为8度。进气道形状设计要求为：进气道出口为指定长短轴比2.5的椭圆，进口投影形状为三角形(如图2)。附图3是进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道(三角形进口、椭圆形出口)三维轮廓。来流马赫数5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比13.2，出口马赫数2.72，总压恢复0.62，流量捕获系数0.99。
实施例2：
在来流马赫数5，设计了如图1所示的一系列轴对称内收缩基本流场，内收缩回转壁面母线为三次曲线，初始内收缩角为8度。进气道形状设计要求为：进气道出口为指定长短轴比2.5的椭圆，进口投影形状为近似方形(如图4)。进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道(近似方形进口、椭圆形出口)三维轮廓(如图5)。来流马赫数5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比14.0，出口马赫数2.75，总压恢复0.62，流量捕获系数0.99。在马赫5的风洞实验中，测试获得的该进气道总体性能为：增压比13.9，出口马赫数2.78，总压恢复0.61，流量捕获系数0.99。
另外，本发明也可以设计为其他类似进出口形状，例如方形进口，梯形进口与圆形出口或椭圆形出口的任意组合。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。
本发明在设计状态下，高超声速气流通过进口进入进气道。进出口形状可定制的内乘波式进气道三维造型特点会使得气流通过指定的进口形状生成规则的初始入射圆弧激波，该激波恰好封闭住三维进口面，保证进气道捕获流量全部进入进气道。进入进气道的气流经过内收缩段的三维压缩向中心汇聚，在进气道下表面产生反射。反射激波交上壁面于进气道肩部位置并再次发生拐折，气流方向转为接近平行于来流，以斜激波串的形式流出特定形状的进气道出口，进入隔离段及下游发动机部件。低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下唇口附近溢出，拓宽进气道低马赫数工作能力。
Claims (3)
1.进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道，其特征是包括进气道收缩段和隔离段，其中进气道收缩段的形状为三维向内收缩；进气道内的高超声速来流在进口处形成规则的初始入射圆弧激波，初始入射圆弧激波将三维进口面完全封闭，低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下唇口附近溢出；进气道进出口形状可以根据总体布局需要指定；进气道进口下半部分存在溢流口，功能是低马赫数自动溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围；进气道收缩段在进气道肩部位置转平，进气道肩部连线为抛物线，经过该位置的反射激波后，主流方向基本平行来流，部分不均匀气流在肩部附近再次反射，以斜激波串的形式存在于隔离段内。
2.进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道的设计方法，其特征是以非轴对称内收缩基本流场为基础，所述的非轴对称内收缩基本流场包括轴对称内收缩回转壁面和非轴对称变半径中心体，其中内收缩回转壁面保持不变，而中心体半径是可调节的。
3.根据权利要求2所述的进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道的设计方法，其特征是所述的非轴对称内收缩基本流场在不同的周向位置上进行不同径向位置的流线追踪叠加组合获得流面，即符合进出口形状要求的内乘波式进气道。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN200810155897XA CN101418723B (zh) | 2008-10-15 | 2008-10-15 | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN200810155897XA CN101418723B (zh) | 2008-10-15 | 2008-10-15 | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN101418723A CN101418723A (zh) | 2009-04-29 |
| CN101418723B true CN101418723B (zh) | 2010-06-02 |
Family
ID=40629693
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN200810155897XA Expired - Fee Related CN101418723B (zh) | 2008-10-15 | 2008-10-15 | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN101418723B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102023078A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-04-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速平面混合层风洞 |
| CN102023077A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-04-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速轴对称边界层风洞 |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101813027B (zh) * | 2010-03-29 | 2013-04-10 | 南京航空航天大学 | 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法 |
| CN101798961B (zh) * | 2010-03-29 | 2012-08-22 | 南京航空航天大学 | 两级斜切的超声速进气唇口 |
| CN102720587B (zh) * | 2012-05-21 | 2014-06-04 | 中国科学院力学研究所 | 局部收缩比一致的变截面高超声速内转式进气道 |
| CN103174520B (zh) * | 2013-04-03 | 2015-02-11 | 南京航空航天大学 | 亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法 |
| CN104908975B (zh) * | 2015-05-04 | 2017-01-18 | 厦门大学 | 飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法 |
| CN104989549B (zh) * | 2015-05-27 | 2020-03-06 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 激光能量注入提高冲压发动机进气捕获量方法 |
| CN106092591B (zh) * | 2016-06-21 | 2018-11-09 | 南京航空航天大学 | 一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备 |
| CN106285946B (zh) * | 2016-08-01 | 2018-10-16 | 南京航空航天大学 | 双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道 |
| CN106321282B (zh) * | 2016-08-18 | 2018-04-13 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种具有隐身功能的收扩喷管 |
| CN106741976B (zh) * | 2017-01-11 | 2019-02-01 | 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 | 一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法 |
| CN108038295B (zh) * | 2017-12-07 | 2021-07-02 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种高超声速进气道与隔离段一体化设计方法 |
| CN108331665B (zh) * | 2018-03-29 | 2019-09-06 | 中国科学院力学研究所 | 全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法 |
| CN112324572B (zh) * | 2020-11-02 | 2021-11-19 | 厦门大学 | 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法 |
| CN113895636B (zh) * | 2021-11-18 | 2024-01-05 | 北京机电工程研究所 | 一种埋入式隐身外形进气道 |
| CN115450761A (zh) * | 2022-08-31 | 2022-12-09 | 西安航天动力研究所 | 一种新型高超声速内收缩进气道 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201301752Y (zh) * | 2008-10-15 | 2009-09-02 | 南京航空航天大学 | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道 |
-
2008
- 2008-10-15 CN CN200810155897XA patent/CN101418723B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201301752Y (zh) * | 2008-10-15 | 2009-09-02 | 南京航空航天大学 | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 尤延铖等.一种新型内乘波式进气道初步研究.推进技术27 3.2006,27(3),252-256. |
| 尤延铖等.一种新型内乘波式进气道初步研究.推进技术27 3.2006,27(3),252-256. * |
| 尤延铖等.内乘波式进气道内收缩基本流场研究.空气动力学学报26 2.2008,26(2),203-207. |
| 尤延铖等.内乘波式进气道内收缩基本流场研究.空气动力学学报26 2.2008,26(2),203-207. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102023078A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-04-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速平面混合层风洞 |
| CN102023077A (zh) * | 2010-11-18 | 2011-04-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速轴对称边界层风洞 |
| CN102023078B (zh) * | 2010-11-18 | 2012-03-28 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速平面混合层风洞 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101418723A (zh) | 2009-04-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101418723B (zh) | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道及设计方法 | |
| CN201301752Y (zh) | 进出口形状可定制的内乘波式高超声速进气道 | |
| CN103174520A (zh) | 亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法 | |
| CN101392685B (zh) | 基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道及设计方法 | |
| CN105628331B (zh) | 大型常规高超声速风洞的节能环保系统 | |
| CN108846224B (zh) | 一种超声速流道设计方法及装置 | |
| CN109139296B (zh) | 火箭基组合循环发动机 | |
| CN103662087A (zh) | 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化设计方法 | |
| You | An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets | |
| CN102720587B (zh) | 局部收缩比一致的变截面高超声速内转式进气道 | |
| CN106250597A (zh) | 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法 | |
| CN101893021A (zh) | 一种产生有序流的装置 | |
| CN106438103A (zh) | 一种s弯收‑扩喷管结构 | |
| CN101392686A (zh) | 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道及其设计方法 | |
| CN107891970A (zh) | 高超声速飞行器气膜冷却用的主动式热防护系统 | |
| CN201301751Y (zh) | 基于任意激波形状的内乘波式高超声速进气道 | |
| CN111348169A (zh) | 一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法 | |
| CN112229639A (zh) | 一种航空发动机进气总压畸变生成装置设计方法 | |
| CN201301753Y (zh) | 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道 | |
| CN110210096A (zh) | 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 | |
| CN103678774B (zh) | 考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法 | |
| CN106286012B (zh) | 一种吸气式火箭组合动力装置 | |
| CN114074766B (zh) | 倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法 | |
| CN205243676U (zh) | 一种用于二元喷管出口的低红外特征波瓣引射混合装置 | |
| CN103470400B (zh) | 一种进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| C53 | Correction of patent for invention or patent application | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Huang Guoping Inventor after: You Yancheng Inventor after: Guo Junliang Inventor after: Zhu Chengxiang Inventor after: Liang Dewang Inventor before: You Yancheng Inventor before: Huang Guoping Inventor before: Guo Junliang Inventor before: Zhu Chengxiang Inventor before: Liang Dewang |
|
| COR | Change of bibliographic data |
Free format text: CORRECT: INVENTOR; FROM: YOU YANCHENG HUANG GUOPING GUO JUNLIANG ZHU CHENGXIANG LIANG DEWANG TO: HUANG GUOPING YOU YANCHENG GUO JUNLIANG ZHU CHENGXIANG LIANG DEWANG |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20100602 Termination date: 20181015 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |