CN107091159B - 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法 - Google Patents

基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107091159B
CN107091159B CN201710461647.8A CN201710461647A CN107091159B CN 107091159 B CN107091159 B CN 107091159B CN 201710461647 A CN201710461647 A CN 201710461647A CN 107091159 B CN107091159 B CN 107091159B
Authority
CN
China
Prior art keywords
central body
inlet
flexible central
flexible
mach number
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.)
Active
Application number
CN201710461647.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107091159A (zh
Inventor
张悦
谭慧俊
李博
王子运
刘亚洲
盛发家
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201710461647.8A priority Critical patent/CN107091159B/zh
Publication of CN107091159A publication Critical patent/CN107091159A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107091159B publication Critical patent/CN107091159B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Rigid Pipes And Flexible Pipes (AREA)

Abstract

本发明公开一种基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法，共分为轴对称可调进气道不同飞行马赫数下喉道变形量确定、具有编织物加强层的柔性中心体的设计。根据进气道实际飞行马赫数范围和流量需求，快速确定在不同工作马赫数下进气道喉道控制需求并确定进气道中心体在不同工作马赫数下对应的喉道变形量；设计具有单向缠绕布置的尼龙线加强层的柔性中心体，保证在最大充气压力下柔性层可变形到要求的直径，并获得不同充气压力对应的柔性中心体直径变形情况，实现通过充气压力准确调节进气道喉道的可调的轴对称超声速进气道。该发明实现了对轴对称进气道喉道的有效调节，在不损失流量捕获特性的基础上，显著提升进气道性能。

Description

基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法
技术领域
本发明涉及超声速轴对称可调进气道设计领域，尤其是基于柔性中心体的轴对称超声速可调进气道的设计方法。
背景技术
进气道是作为超声速飞行器推进系统的重要部件，其总静压恢复特性、流量捕获特性以及阻力特性等直接影响着推进系统的工作效率及运行能力。目前，一般认为进气道的总压恢复系数对发动机的推力影响最为直接，每1％的总压恢复系数增加即对应着发动机推力1.5％的增加。然而，常规设计的定几何超声速进气道为了保证在低马赫数下的起动性能，一般其喉道面积要远大于巡航状态下所需的最佳面积。这样，在飞行器的巡航状态，进气道的总压恢复性能较差，显然这严重制约着推进系统性能的发挥。为此，进气道有必要根据飞行器的工况对喉道面积进行有效的调节，以实现在整个工作包线内的高效工作。
对于轴对称进气道而言，其中心体为旋成的三维曲面，难以通过设置铰链、转轴等方式进行型面控制，因此对其喉道面积的调节具有较大难度。目前，研究得较多的技术途径是将喉道倾斜，并设置专门机构驱动中心体前后移动，从而达到调节进气道喉道面积的目的。然而，该技术虽然可以实现对进气道喉道的调节，但是付出的代价也是相当昂贵的：首先，在低马赫数工作时中心体前移会导致进气道的口部溢流加大，进入发动机的空气流量减小，对飞行器的加速、爬升性能不利；其次，中心体驱动机构的设置还带来了进气道重量增加、有效空间下降、可靠性降低、控制和封严困难等一系列问题。
因此，发展一种结构简单，控制响应迅速、易于实现的轴对称超声速可调进气道方法十分必要。最近，本领域中公开了一种采用柔性中心体的轴对称超声速可调进气道受到了关注，被认为是一种有前景的超声速可调进气道方案，该进气道方案如图1所示，通过在中心体喉道附近布置柔性层，形成气囊结构，通过向气囊内充入不同压力的高压气体使中心体直径变化，从而实现对轴对称进气道喉道的有效控制。然而，针对该类轴对称超声速可调进气道的相关设计方法并没有被公布。
发明内容
本发明提供了一种针对基于柔性中心体的轴对称超声速可调进气道的设计方法，可根据具体的飞行马赫数包线及流量需求快速的完成进气道方案的设计。该设计方法通用、有效且易于操作，适用于轴对称进气道喉道的有效控制，并可兼顾进气道的起动特性和总压恢复特性。
为达到上述目的，本发明基于柔性中心体的轴对称超声速可调进气道设计方法可采用如下技术方案。
一种基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，该设计方法的设计对象进气道包括前锥尖、位于前锥尖外侧的进气道唇罩、与前锥尖连接的柔性中心体、高压气源以及连接高压气源及柔性中心体的进气管，在进气管上设置有控制充放气的阀门，所述柔性中心体与进气道唇罩之间形成进气道喉道，其中前锥尖、唇罩及柔性中心体均为轴对称的；所述柔性中心体包括中心体刚性结构和外部柔性层，在刚性结构与外部柔性层间形成气腔，在外部柔性层内有尼龙线加强层，在中心体刚性结构上还布置有检测气腔内压力的压力表；
该设计方法包括如下步骤：
(1)轴对称可调进气道不同飞行马赫数下喉道变形量确定，包括：
(1a)首先设计轴对称进气道的基本构型；所述轴对称进气道的基本构型包括前锥尖，前锥尖外侧的进气道唇罩，柔性中心体和下游扩压段；所述进气道唇罩内侧型线与中心体外轮廓线构成的进气道内通道最小面积处为进气道喉道；所述柔性中心体最大直径位于喉道位置，所述喉道面积初始条件下取值保证进气道在最低马赫数工作时进气道能够起动；
(1b)通过锥面激波公式得到各个飞行马赫数下进气道入口马赫数M2，而后采用经验公式确定在不同飞行马赫数下进气道的喉道面积；利用得到所述喉道面积配合唇罩内型线参数便可得到柔性中心体在不同马赫数条件下最大直径；
(1c)根据步骤1(b)得到的在不同马赫数下柔性中心体最大直径，通过光滑的曲线连接柔性中心体起始位置、柔性中心体直径最大位置和柔性中心体终止位置，并使曲线分别在所述起始位置和终止位置与上下游壁面型线相切，该曲线即为不同工作马赫数条件下柔性中心体外轮廓线；
(2)具有编织物加强层的柔性中心体的设计：
(2a)所述中心体柔性层在未充入高压气时紧贴刚性层；所述柔性中心体外轮廓线在未充气时的型线对应与步骤设计的喉道面积最大时的中心体外轮廓线；
(2b)所述柔性层内布置有单向缠绕布置的尼龙线加强层，通过尼龙加强层使得柔性中心体在不同充气压力下外轮廓线光滑，同时保证在对应的充气压力下柔性中心体可以达到步骤(1)确定的直径。
本发明基于柔性中心体的轴对称可调进气道设计方法，根据柔性中心体进气道特点，提出了柔性中心体在不同工作马赫数下直径变化规律，据此明确了柔性中心体外轮廓线；提出了向柔性层中增加单向缠绕布置的尼龙线加强层的方法，从而获得了一个快速可靠的基于柔性中心体的轴对称可调进气道的设计方法。
所述步骤(1a)中确定进气道在最低工作马赫数时喉道面积取值：
其中Acowl为进气道入口面积，M2min为进气道入口马赫数，γ为空气的比热比。
不同工作马赫数下进气道喉道面积的经验公式为：
其中Acowl为进气道入口面积，Athroat为进气道喉道面积，M2为不同工作马赫数下进气道入口马赫数，γ为气体的比热比，为了兼顾进气道起动与总压恢复性能，可变形进气道喉道面积取值应保证在如下范围：
Athroat＝α[(Athroat)isentropic+(Athroat)Kantrowitz]
其中α的取值应在0.5～0.7之间。
同工作马赫数下柔性中心体直径的公式为：
其中D为柔性中心体直径，Athroat为进气道喉道面积，Dcowl为喉道位置处唇罩内型线对应的直径。
另外，进一步的，
步骤(2b)之后，还包括：
步骤(2c)借助有限元方法计算步骤(2b)确定的柔性中心体在不同充气压力下直径的变化情况，确定进气道在不同马赫数工作时需要充入的高压气体压力，从而实现在不同马赫数下进气道喉道面积的调节。
步骤2(b)中，同样借助有限元分析方法，确定尼龙线加强层的缠绕角度和稠度以使柔性层的变形到步骤(1)要求的最佳直径时柔性层不会被破坏；
步骤2(b)，2(c)中的有限元方法的步骤是：首先建立具有特定缠绕角与稠度的尼龙加强层的柔性层的单胞模型，而后通过有限元分析得到这种材料的等效模量，最后将所得等效模量赋予材料属性，仿真计算柔性中心体在相应充气压力下的变形情况。在给定充气压力下计算出柔性层内尼龙线不同缠绕角度以及稠度下中心体直径变化情况，并通过最小二乘法拟合得到尼龙线缠绕角度、稠度以及变形量三者之间的关系，并以此估算出在最大充气压力下，满足设计要求的中心体内的尼龙线的缠绕角度和稠度。
该附加技术特征通过设计尼龙加强层中尼龙线的缠绕角度和稠度实现满足气动设计的可控柔性中心体，并通过有限元法获得了不同充气压力下中心体直径的变化规律，从而获得了一个快速可靠的基于柔性中心体的轴对称可调进气道的设计方法。
附图说明
图1现有采用柔性中心体的轴对称超声速可调进气道。
图2依据本发明方法设计的采用柔性中心体的轴对称超声速可调进气道应用实例图。
具体实施方式
本发明公开了一种基于柔性中心体的超声速轴对称可调进气道的设计方法，包括前锥尖1、位于前锥尖外侧的进气道唇罩2、与前锥尖连接的柔性中心体3、高压气源4以及连接高压气源及柔性中心体3的进气管，在进气管上设置有控制充放气的阀门6，所述柔性中心体3与进气道唇罩2之间形成进气道喉道5，其中前锥尖1、唇罩2及柔性中心体3均为轴对称的；所述柔性中心体3包括中心体刚性结构7和外部柔性层8，在刚性结构与外部柔性层间形成气腔9，在外部柔性层8内有按一定角度和稠度布置的尼龙线加强层10，在中心体刚性结构8上还布置有检测气腔9内压力的压力表11；
下面对采用本发明设计方法设计基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的具体步骤进行叙述。
(1)轴对称可调进气道中心体外轮廓线设计及喉道变形量确定，包括：
(1a)首先设计轴对称进气道的基本构型；所述轴对称进气道的基本构型包括前锥尖，前锥尖外侧的进气道唇罩，柔性中心体和下游扩压段；进气道唇罩内侧型线与中心体外轮廓线构成的进气道内通道最小面积处为进气道喉道，并且柔性中心体最大直径位于喉道位置。通过公式确定进气道初始喉道面积：
其中Acowl为进气道入口面积，M2min为进气道起动时入口马赫数，γ为空气的比热比。
(1b)通过锥面激波公式得到各个飞行马赫数下进气道入口马赫数M2，采用下述经验公式估算不同工作马赫数下进气道喉道面积：
其中Acowl为进气道入口面积，Athroat为进气道喉道面积，M2为不同工作马赫数下进气道入口马赫数，γ为气体的比热比，为了兼顾进气道起动与总压恢复性能，可变形进气道喉道面积取值应保证在如下范围：
Athroat＝α[(Athroat)isentropic+(Athroat)Kantrowitz]
其中α的取值应在0.5～0.7之间。
得到进气道喉道面积Acowl后通过下述公式确定对应柔性中心体的直径：
其中D为柔性中心体直径，Athroat为进气道喉道面积，Dcowl为喉道位置处唇罩内型线直径。
(1c)根据步骤1(b)得到的在不同马赫数下中心体直径，通过光滑的曲线连接中心体起始位置、中心体直径最大位置和终止位置，并保证曲线分别在其起始和终止位置与上下游型线相切，得到不同工作马赫数条件下柔性中心体外轮廓线。
(2)具有编织物加强层的柔性中心体的设计：
(2a)所述中心体柔性层在未充入高压气时紧贴刚性层；所述柔性中心体外轮廓线在未充气时型线对应于步骤(1)设计的喉道面积最大时的中心体外轮廓线。
(2b)所述柔性层内布置有单向缠绕布置的尼龙线加强层，借助有限元软件，建立具有特定缠绕角度和稠度的尼龙线加强层的柔性层的单胞模型，而后通过有限元分析得到这些材料的等效模量，最后将所得等效模量赋予材料属性，仿真计算柔性中心体在相应充气压力下的变形情况。
利用上述方法计算出柔性层内尼龙线不同缠绕角度以及稠度下中心体直径的变化情况，通过最小二乘法拟合得到尼龙线缠绕角度、稠度以及变形量三者之间的关系，并以此估算出在最大充气压力下，满足设计要求的中心体内的尼龙线的缠绕角度和稠度。
(2c)借助有限元软件计算步骤(2b)确定的柔性中心体在不同充气压力下的直径的变化情况，确定进气道在不同马赫数工作时需要充入的高压气体压力，从而实现在不同马赫数下进气道喉道面积的调节。
实施例
如图2所示，某工作马赫数范围为2.0～3.0的基于柔性中心体的轴对称超声速进气道，进气道捕获直径100mm，采用两级外压缩锥面，气流偏转角分别为11°和13°，唇罩初始角度为10°，采用柔性中心体设计，进气道在马赫数2.0工作时喉道高度14.3mm，而进气道在马赫3.0时进气道的喉道高度为8.5mm，与之相对比的轴对称进气道具有相同的外压缩及捕获直径，而喉道高度为固定值，为14.3mm。表1对比了两种进气道在马赫数2.0和3.0工作时的出口临界总压恢复对比情况。可以看出，在引入柔性中心体设计后，进气道在马赫数3.0工作时的总压恢复系数得到了显著的提升。
表1定几何轴对称进气道与基于柔性中心体的轴对称可调进气道的出口总压恢复系数对比
本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (7)

1.一种基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，其特征在于，
该设计方法的设计对象进气道包括前锥尖(1)、位于前锥尖外侧的进气道唇罩(2)、与前锥尖连接的柔性中心体(3)、高压气源(4)以及连接高压气源(4)及柔性中心体(3)的进气管，在进气管上设置有控制充放气的阀门(6)，所述柔性中心体(3)与进气道唇罩(2)之间形成进气道喉道(5)，其中前锥尖(1)、唇罩(2)及柔性中心体(3)均为轴对称的；所述柔性中心体(3)包括中心体刚性结构(7)和外部柔性层(8)，在中心体刚性结构与外部柔性层间形成气腔(9)，在外部柔性层(8)内有尼龙线加强层(10)，在中心体刚性结构(7)上还布置有检测气腔(9)内压力的压力表(11)；
该设计方法包括如下步骤：
(1)轴对称可调进气道不同飞行马赫数下喉道变形量确定，包括：
(1a)首先设计轴对称进气道的基本构型；所述轴对称进气道的基本构型包括前锥尖(1)，前锥尖外侧的进气道唇罩(2)，柔性中心体(3)和下游扩压段(12)；所述进气道唇罩内侧型线与柔性中心体外轮廓线构成的进气道内通道最小面积处为进气道喉道(5)；所述柔性中心体(3)最大直径位于喉道位置，所述喉道面积初始条件下取值保证进气道在最低马赫数工作时进气道能够起动；
(1b)通过锥面激波公式得到各个飞行马赫数下进气道入口马赫数M2，而后采用经验公式确定在不同飞行马赫数下进气道的喉道面积；利用得到所述喉道面积配合唇罩内型线参数便可得到柔性中心体在不同马赫数条件下最大直径；
(1c)根据步骤1(b)得到的在不同马赫数下柔性中心体最大直径，通过光滑的曲线连接柔性中心体起始位置、柔性中心体直径最大位置和柔性中心体终止位置，并使曲线分别在所述起始位置和终止位置与上下游壁面型线相切，该曲线即为不同工作马赫数条件下柔性中心体外轮廓线；
(2)具有尼龙线加强层的柔性中心体的设计：
(2a)所述外部柔性层在未充入高压气时紧贴中心体刚性结构；所述柔性中心体外轮廓线在未充气时的型线对应与步骤(1)设计的喉道面积最大时的中心体外轮廓线；
(2b)所述外部柔性层内布置有单向缠绕布置的尼龙线加强层(10)，通过尼龙线加强层使得柔性中心体在不同充气压力下外轮廓线光滑，同时保证在对应的充气压力下柔性中心体能够达到步骤(1)确定的直径。
2.根据权利要求1所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，其特征在于：所述轴对称进气道外压缩波系由1～3道锥面/曲面激波组成。
3.根据权利要求1所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，其特征在于：步骤(1a)中确定进气道在最低工作马赫数时喉道面积取值：
其中Acowl为进气道入口面积，M2min为进气道入口马赫数，γ为空气的比热比；M2为不同工作马赫数下进气道入口马赫数。
4.根据权利要求1所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，不同工作马赫数下进气道喉道面积的经验公式为：
其中Acowl为进气道入口面积，Athroat为进气道喉道面积，M2为不同工作马赫数下进气道入口马赫数，γ为气体的比热比，为了兼顾进气道起动与总压恢复性能，可变形进气道喉道面积取值应保证在如下范围：
Athroat＝α[(Athroat)isentropic+(Athroat)Kantrowitz]
其中α的取值应在0.5～0.7之间。
5.根据权利要求1所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，不同工作马赫数下柔性中心体直径的公式为：
其中D为柔性中心体直径，Athroat为进气道喉道面积，Dcowl为喉道位置处唇罩内型线对应的直径。
6.根据权利要求1所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法，其特征在于，步骤(2b)之后，还包括：
步骤(2c)借助有限元方法计算步骤(2b)确定的柔性中心体在不同充气压力下直径的变化情况，确定进气道在不同马赫数工作时需要充入的高压气体压力，从而实现在不同马赫数下进气道喉道面积的调节。
7.根据权利要求6所述基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道设计方法法，其特征在于，步骤2(b)中，同样借助有限元分析方法，确定尼龙线加强层的缠绕角度和稠度以使外部柔性层的变形到步骤(1)要求的最佳直径时外部柔性层不会被破坏；
步骤2(b)，2(c)中的有限元方法的步骤是：首先建立具有特定缠绕角与稠度的尼龙线加强层的外部柔性层的单胞模型，而后通过有限元分析得到这种材料的等效模量，最后将所得等效模量赋予材料属性，仿真计算柔性中心体在相应充气压力下的变形情况。
CN201710461647.8A 2017-06-16 2017-06-16 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法 Active CN107091159B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710461647.8A CN107091159B (zh) 2017-06-16 2017-06-16 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710461647.8A CN107091159B (zh) 2017-06-16 2017-06-16 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107091159A CN107091159A (zh) 2017-08-25
CN107091159B true CN107091159B (zh) 2018-07-31

Family

ID=59639467

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710461647.8A Active CN107091159B (zh) 2017-06-16 2017-06-16 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107091159B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107701314B (zh) * 2017-11-24 2020-04-24 厦门大学 一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的流动控制方法
CN108999704B (zh) * 2018-08-17 2019-09-27 中国人民解放军国防科技大学 高超声速进气道起动方法及起动装置
CN110159434A (zh) * 2018-11-15 2019-08-23 北京机电工程研究所 一种进气道可调装置和方法
CN110780685B (zh) * 2019-08-20 2023-01-13 南京理工大学 用于直连式实验台来流流量调节装置
CN111648865B (zh) * 2020-04-30 2022-02-08 南京航空航天大学 一种可变粒子分离器多气室鼓包中心体结构及其设计方法
CN113700560B (zh) * 2021-09-24 2023-01-20 西安航天动力研究所 一种半膜翻转超声速可调进气道

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101956631A (zh) * 2010-09-30 2011-01-26 西北工业大学 一种吸气式脉冲爆震发动机进气道
CN105134383A (zh) * 2015-08-26 2015-12-09 南京航空航天大学 基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法
CN205277643U (zh) * 2015-11-26 2016-06-01 重庆凯特动力科技有限公司 增压发动机进气道

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9169779B2 (en) * 2007-10-09 2015-10-27 United Technologies Corp. Systems and methods for altering inlet airflow of gas turbine engines

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101956631A (zh) * 2010-09-30 2011-01-26 西北工业大学 一种吸气式脉冲爆震发动机进气道
CN105134383A (zh) * 2015-08-26 2015-12-09 南京航空航天大学 基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法
CN205277643U (zh) * 2015-11-26 2016-06-01 重庆凯特动力科技有限公司 增压发动机进气道

Also Published As

Publication number Publication date
CN107091159A (zh) 2017-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107091159B (zh) 基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法
CN112340014B (zh) 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
CN107089341B (zh) 与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法
CN102434285A (zh) 基于特种气囊的轴对称可变形进气道
CN107023395B (zh) 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法
CN104806357A (zh) 矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
CN107514311A (zh) 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
CN105966601A (zh) 一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法
CN102998084A (zh) 高超声速喷管结构
CN113153529B (zh) 基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法
CN106741976A (zh) 一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法
CN105971733B (zh) 一种封闭式变结构二维超音速进气道
CN106232954B (zh) 通风系统
CN109606707A (zh) 一种基于等离子体流动控制的宽域超声速进气道
CN112945508B (zh) 一种超跨音速平面叶栅可变喷管装置
CN107341323B (zh) 一种刚性/柔性结合的连续可调进气道的设计方法
CN110633522A (zh) 一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法
CN101392686A (zh) 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道及其设计方法
CN112228400A (zh) 蜗壳型线的构建方法、蜗壳、风道结构和吸油烟机
CN113062803B (zh) 一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法
CN113062802B (zh) 一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法
CN106837601A (zh) 带有侧向膨胀的喉道偏移式气动矢量喷管
CN112298598B (zh) 基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法
CN201301753Y (zh) 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道
CN113076610A (zh) 一种二元可调进气道的设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CB03 Change of inventor or designer information
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Zhang Yue

Inventor after: Liu Yazhou

Inventor after: Sheng Fajia

Inventor after: Tan Huijun

Inventor after: Li Bo

Inventor after: Wang Ziyun

Inventor before: Zhang Yue

Inventor before: Tan Huijun

Inventor before: Li Bo

Inventor before: Wang Ziyun

Inventor before: Liu Yazhou

Inventor before: Sheng Fajia