CN109436346B - 发动机双通道单可动件进气调节方法 - Google Patents
发动机双通道单可动件进气调节方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109436346B CN109436346B CN201811190613.0A CN201811190613A CN109436346B CN 109436346 B CN109436346 B CN 109436346B CN 201811190613 A CN201811190613 A CN 201811190613A CN 109436346 B CN109436346 B CN 109436346B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- channel
- engine
- guide ring
- movable
- casing
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 21
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 19
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Exhaust Silencers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明涉及一种发动机双通道单可动件进气调节方法，涉及飞行器技术领域。本发明基于一种调节装置实现，该装置可动件的移动方式均为轴向移动，结构简单，便于调节；本发明装置作动系统置于机匣外，减少了作动系统的热防护需求。本发明装置所采取的调节方法，可以对调节内层通道流量的同时，外层通道流量也被控制，两个通道流量同步控制，减小了发动机模态转换调节时间。本发明的装置进、出口均为圆形接口，便于与进气道出口、发动机入口连接。轴对称的整体结构便于加工；基于本发明设计的进气调节装置，可以满足轴对称组合发动机的进气调节需求。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种发动机双通道单可动件进气调节方法。
背景技术
目前出现了一类新型吸气式组合循环发动机。该组合循环发动机将低、高速使用的发动机集成为一体，有机组合两种发动机的工作过程，形成一体化的吸气式组合循环发动机。发动机整体呈轴对称形式，低速发动机和高速发动机入口处在同一轴向位置，一个呈圆形在通道内层，另一个呈环形围绕在内层通道入口周围，形成圆形的内层通道和环形的外层通道。以内层通道是低速用发动机通道，外层通道是高速用发动机通道为例，这种组合发动机的工作模式可大体描述如下：低速飞行时，外层通道完全关闭，只有低速用发动机进气并工作；高速飞行时，内层通道完全关闭，只有高速用发动机进气并工作；低、高速用发动机工作模式切换过程中，两种发动机同时工作，推力随切换过程变化，所需流量也随之变化。在进气道是单通道出口的情况下，调节来流向内、外通道流量分配的装置是上述组合循环发动机研制成败的关键技术之一。
将上述组合循环发动机中低速用发动机和高速用发动机两种发动机工作模式切换过程称为模态转换过程。模态转换工作过程中，需经历低速用发动机流量降低、推力输出下降，高速用发动机流量升高、推力输出上升的过程，以及上述过程的逆过程。在模态转换前后，即单独低速用发动机或高速用发动机工作状态下，高速用发动机或低速用发动机所需的流量为零。
飞行过程中，进气道捕获一定流量的流动，出口为单通道。模态转换工作过程中，发动机高、低速两个通道需要同时通过流动，入口为双通道，且流量发生变化。为保证低、高速用发动机保持一定推力，进气道出口至发动机入口的流动需要保持足够高的总压恢复系数。随着模态转换的进行，发动机高、低速通道入口压力发生变化。这样，发动机在模态转换过程中，进气道单通道出口流动需要变为向两个发动机通道提供流量变化的、适应发动机入口压力的、具备足够高总压恢复系数的双通道流动。同时，发动机入口还需要保持足够低的流场畸变度，以保证发动机工作的正常进行。发动机的内、外层通道入口，就是两种速度下使用的发动机的入口。因此，为保证发动机正常工作，模态转换过程中，将进气道单通道出口流动转变为具备一定流场品质的发动机内、外层通道流动并进行流动调节是十分重要的。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何设计一种流动调节方法，使发动机模态转换过程中进气道出口单通道流动转变为具备一定流场品质的发动机内、外层通道流动。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种利用发动机双通道单可动件进气调节装置实现内、外层通道发动机间的流量分配的方法，所述轴对称组合发动机双通道单可动件进气调节装置包括：外机匣前段1、外机匣后段2、外通道支板3、内通道机匣4、中心锥支板5、中心锥后段6、中心锥前段7、可动导流环8、可动导流环作动系统9和可动导流环作动支板10；
所述中心锥前段7套在中心锥后段6外，形成中心锥；中心锥后段6通过中心锥支板5与内通道机匣4连接，可动导流环作动支板10穿过外机匣前段1，一端与可动导流环作动系统9连接，另一端连接可动导流环8，可动导流环8后段套接在内通道机匣4外；内通道机匣4通过外通道支板3与外机匣后段2连接，同时尾端连接内通道发动机入口；外机匣后段2前端与外机匣前段1连接，尾段连接外通道发动机入口；外机匣前段1前端与进气道出口连接；
所述进气调节装置的可动组件包括所述可动导流环8、可动导流环作动系统9、可动导流环作动支板10，所述可动导流环8由可动导流环作动系统9驱动，通过可动导流环8的轴向移动可调节外层通道及内层通道的开闭，以及控制内层通道和外层通道的打开程度。
所述方法中，在内通道发动机工作模态时，外通道发动机不工作，此时可动导流环8处在最上游位置，与外机匣前段1内壁贴合，使外层通道入口完全关闭，内层通道完全打开，此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入内通道发动机。
优选地，在外通道发动机工作模态时，内通道发动机不工作，此时可动导流环8处在最下游位置，与中心锥前段7外壁贴合，使外层通道入口完全打开，内层通道完全关闭，此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入外层通道发动机；
优选地，模态转换过程中，内通道发动机和外通道发动机同时工作，此时可动导流环8处在中间某位置，使外层通道及内层通道均为部分打开，此时通过可动导流环8的轴向运动，控制内层通道和外层通道的打开程度，使进气道出口流动在这两个通道间分配。
优选地，所述进气调节装置的入口为外机匣前段1的入口，入口后，形成圆形的内层通道和环形的外层通道；所述内层通道的外壁由内通道机匣4、可动导流环8组成，内壁由中心锥后段6、中心锥前段7组成，入口为可动导流环8前缘；所述外层通道的外壁由外机匣前段1、外机匣后段2组成，内壁由内通道机匣4、可动导流环8组成，入口由可动导流环8的前缘和外机匣前段1的内壁面组成；内层、外层通道的出口分别与内、外通道发动机通道入口连接。
优选地，除外通道支板3、中心锥支板5、可动导流环作动支板10及可动导流环作动系统9外，各零件均为轴对称结构。
优选地，所述可动导流环作动支板10截面为流线型。
优选地，所述内通道机匣4为可动导流环8的运动导轨。
优选地，所述中心锥前段7为钝头结构。
优选地，所述中心锥前段7的外径大于可动导流环8的前缘内径。
优选地，所述外机匣前段1的入口内径小于可动导流环8前缘内径。
(三)有益效果
本发明基于一种调节装置实现，该装置可动件的移动方式均为轴向移动，结构简单，便于调节；本发明装置作动系统置于机匣外，减少了作动系统的热防护需求。本发明装置所采取的调节方法，可以对调节内层通道流量的同时，外层通道流量也被控制，两个通道流量同步控制，减小了发动机模态转换调节时间。本发明的装置进、出口均为圆形接口，便于与进气道出口、发动机入口连接。轴对称的整体结构便于加工；基于本发明设计的进气调节装置实现的调节方法，可以满足轴对称组合发动机的进气调节需求。
附图说明
图1是本发明实施例的轴对称组合发动机模态转换内、外层通道进气调节装置剖视图；其中(a)为内通道发动机工作模态，(b)为外通道发动机工作模态，(c)为模态转换过程；
图2是本发明实施例的轴对称组合发动机模态转换内、外层通道进气调节装置流动分配示意图，这里省略了支板结构；其中(a)为内层通道发动机工作模态，(b)为外层通道发动机工作模态，(c)为模态转换过程。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明实施例提供了一种轴对称组合发动机(背景技术中提到的吸气式组合循环发动机)的高、低速通道单自由度流动调节方法，其基于一种进气调节装置实现。定义发动机内层圆形的发动机通道为内层通道，外层环形的发动机通道为外层通道。本发明重点阐述调节装置结构组成、工作方式、设计特点等。
所述进气调节装置(如图1所示)包括：外机匣前段1、外机匣后段2、外通道支板3、内通道机匣4、中心锥支板5、中心锥后段6、中心锥前段7、可动导流环8、可动导流环作动系统9、可动导流环作动支板10。除外通道支板3、中心锥支板5、可动导流环作动支板10及可动导流环作动系统9外，各零件均为轴对称结构。
中心锥前段7套在中心锥后段6外，形成中心锥。中心锥后段6通过中心锥支板5与内通道机匣4连接。可动导流环作动支板10穿过外机匣前段1，一端与可动导流环作动系统9连接，另一端连接可动导流环8。可动导流环8后段套接在内通道机匣4外。内通道机匣4通过外通道支板3与外机匣后段2连接，同时尾端连接内通道发动机(或称内层通道发动机)入口。外机匣后段2前端与外机匣前段1连接，尾段连接外通道发动机(或称外层通道发动机)入口。外机匣前段1前端与进气道出口连接。
该进气调节装置的入口为外机匣前段1的入口。入口后，形成圆形的内层通道和环形的外层通道。所述内层通道的外壁由内通道机匣4、可动导流环8组成，内壁由中心锥后段6、中心锥前段7组成，入口为可动导流环8前缘。所述外层通道的外壁由外机匣前段1、外机匣后段2组成，内壁由内通道机匣4、可动导流环8组成，入口由可动导流环8的前缘和外机匣前段1的内壁面组成。内层、外层通道的出口分别与内、外通道发动机通道入口连接。
该进气调节装置的可动组件包括可动导流环8、可动导流环作动系统9、可动导流环作动支板10。可动导流环8由可动导流环作动系统9驱动。通过可动导流环8的轴向移动可以调节外层通道及内层通道的开闭。通过可动导流环8的轴向移动还可以控制内层通道和外层通道的打开程度。
本发明的轴对称组合发动机的高、低速通道单自由度流动调节方法中，在内通道发动机工作模态时，外通道发动机不工作。该进气调节装置处于如图1(a)状态。此时可动导流环8处在最上游位置，与外机匣前段1内壁贴合，使外层通道入口完全关闭，内层通道完全打开。此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入内通道发动机，如图2(a)。
在外通道发动机工作模态时，内通道发动机不工作。该进气调节装置处于如图1(b)状态。此时可动导流环8处在最下游位置，与中心锥前段7外壁贴合，使外层通道入口完全打开，内层通道完全关闭。此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入外层通道发动机，如图2(b)。
模态转换过程中，内通道发动机和外通道发动机同时工作。该进气调节装置处于如图1(c)状态。此时可动导流环8处在中间某位置，使外层通道及内层通道均为部分打开。此时通过可动导流环8的轴向运动，可以控制内层通道和外层通道的打开程度，使进气道出口流动在这两个通道间分配，如图2(c)，以满足内通道发动机和外通道发动机的需要。
可动导流环8为轴向运动。其中，可动导流环作动系统9布置在外机匣前段1外，以减小进气调节装置内部的空间占用，并减小对流场的影响。为减小对外通道流场的影响，可动导流环作动支板10截面为流线型。可动导流环8尾段套接在内通道机匣4外，内通道机匣4可视为可动导流环8的运动导轨。
中心锥前段7为钝头结构，以减小流动绕流损失。中心锥前段7的外径略大于可动导流环8的前缘内径，以确保外层通道发动机工作模态下，两者可以接触从而将内层通道关闭。外机匣前段1的入口内径略小于可动导流环8前缘内径，以确保内通道发动机工作模态下，两者可以接触从而将外层通道关闭。
可动导流环8前缘为小半径前缘，具体的尺寸设计一方面考虑适应模态转换过程中可动导流环8前缘的攻角变化，另一方面考虑减小外层通道发动机工作模态下可动导流环8前缘与外机匣前段1内壁、内通道发动机工作模态下可动导流环8前缘与固定导流环9外壁形成的前台阶结构，从而减小流动分离。各收缩或扩张壁面均采用曲线过渡，以减小流动损失。外通道支板3、中心锥支板5、固定导流环支板8及可动导流环作动支板10因为存在流场中，截面设计为流线型，以减小流动损失。需要的话，外通道支板3、中心锥支板5、可动导流环作动支板10数量应参考发动机入口要求设置。
此外，模态转换过程中，可动导流环8的运动应在配合内、外层通道发动机流量需要的基础上，避免流动分离，以减小流动损失。这一问题须与发动机模态转换方案及相关参数一同讨论，因此这里不做深入论述。
本发明通过上述进气调节装置的结构方案，满足了轴对称组合发动机对于来流调节的需求。其中关键技术点包括：可动导流环8轴向移动，以控制外层通道及内层通道开闭以及打开程度；可动导流环8配合中心锥前段7封闭内层通道，及配合外机匣前段1封闭外层通道；中心锥后段6、中心锥前段7组成的中心锥体的结构形式；可动导流环作动系统9安装在机匣外，驱动可动导流环8在内通道机匣4上轴向移动，并减小了作动系统对于热防护的需求；可动导流环8移动至最上游位置与外机匣前段1贴合，移动至最下游位置与中心锥前段7贴合，分别形成内层通道发动机及外层通道发动机工作模态通道型面。通过可动导流环8前后移动，以开闭内、外层通道入口，实现内、外层通道发动机间的流量分配。
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，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。
Claims (7)
1.一种利用发动机双通道单可动件进气调节装置实现内、外层通道发动机间的流量分配的方法，其特征在于，
所述发动机双通道单可动件进气调节装置包括：外机匣前段(1)、外机匣后段(2)、外通道支板(3)、内通道机匣(4)、中心锥支板(5)、中心锥后段(6)、中心锥前段(7)、可动导流环(8)、可动导流环作动系统(9)和可动导流环作动支板(10)；
所述中心锥前段(7)套在中心锥后段(6)外，形成中心锥；中心锥后段(6)通过中心锥支板(5)与内通道机匣(4)连接，可动导流环作动支板(10)穿过外机匣前段(1)，一端与可动导流环作动系统(9)连接，另一端连接可动导流环(8)，可动导流环(8)后段套接在内通道机匣(4)外；内通道机匣(4)通过外通道支板(3)与外机匣后段(2)连接，同时尾端连接内通道发动机入口；外机匣后段(2)前端与外机匣前段(1)连接，尾段连接外通道发动机入口；外机匣前段(1)前端与进气道出口连接；
所述进气调节装置的可动组件包括所述可动导流环(8)、可动导流环作动系统(9)、可动导流环作动支板(10)，所述可动导流环(8)由可动导流环作动系统(9)驱动，通过可动导流环(8)的轴向移动可调节外层通道及内层通道的开闭，以及控制内层通道和外层通道的打开程度；
所述方法中，在内通道发动机工作模态时，外通道发动机不工作，此时可动导流环(8)处在最上游位置，与外机匣前段(1)内壁贴合，使外层通道入口完全关闭，内层通道完全打开，此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入内通道发动机；
在外通道发动机工作模态时，内通道发动机不工作，此时可动导流环(8)处在最下游位置，与中心锥前段(7)外壁贴合，使外层通道入口完全打开，内层通道完全关闭，此时进气道出口流动经过该进气调节装置完全进入外层通道发动机；
模态转换过程中，内通道发动机和外通道发动机同时工作，此时可动导流环(8)处在中间某位置，使外层通道及内层通道均为部分打开，此时通过可动导流环(8)的轴向运动，控制内层通道和外层通道的打开程度，使进气道出口流动在这两个通道间分配。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述进气调节装置的入口为外机匣前段(1)的入口，入口后，形成圆形的内层通道和环形的外层通道；所述内层通道的外壁由内通道机匣(4)、可动导流环(8)组成，内壁由中心锥后段(6)、中心锥前段(7)组成，入口为可动导流环(8)前缘；所述外层通道的外壁由外机匣前段(1)、外机匣后段(2)组成，内壁由内通道机匣(4)、可动导流环(8)组成，入口由可动导流环(8)的前缘和外机匣前段(1)的内壁面组成；内层、外层通道的出口分别与内、外通道发动机通道入口连接。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述可动导流环作动支板(10)截面为流线型。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述内通道机匣(4)为可动导流环(8)的运动导轨。
5.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述中心锥前段(7)为钝头结构。
6.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述中心锥前段(7)的外径大于可动导流环(8)的前缘内径。
7.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述外机匣前段(1)的入口内径小于可动导流环(8)前缘内径。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811190613.0A CN109436346B (zh) | 2018-10-12 | 2018-10-12 | 发动机双通道单可动件进气调节方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201811190613.0A CN109436346B (zh) | 2018-10-12 | 2018-10-12 | 发动机双通道单可动件进气调节方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109436346A CN109436346A (zh) | 2019-03-08 |
| CN109436346B true CN109436346B (zh) | 2020-06-16 |
Family
ID=65546395
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201811190613.0A Active CN109436346B (zh) | 2018-10-12 | 2018-10-12 | 发动机双通道单可动件进气调节方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109436346B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113483143B (zh) * | 2021-09-08 | 2021-11-26 | 成都迈可森流体控制设备有限公司 | 响应快速精准的分程式执行器 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105156228A (zh) * | 2015-09-29 | 2015-12-16 | 清华大学 | 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 |
| CN106050472A (zh) * | 2016-07-08 | 2016-10-26 | 西北工业大学 | 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法 |
| CN106150757A (zh) * | 2016-08-10 | 2016-11-23 | 西北工业大学 | 一种双通道变几何火箭基组合循环发动机 |
| CN106837549A (zh) * | 2017-02-06 | 2017-06-13 | 厦门大学 | 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法 |
| CN107575309A (zh) * | 2017-08-07 | 2018-01-12 | 南京航空航天大学 | 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9803546B2 (en) * | 2013-10-31 | 2017-10-31 | The Boeing Company | Dual inlets for a turbofan precooler |
-
2018
- 2018-10-12 CN CN201811190613.0A patent/CN109436346B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105156228A (zh) * | 2015-09-29 | 2015-12-16 | 清华大学 | 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 |
| CN106050472A (zh) * | 2016-07-08 | 2016-10-26 | 西北工业大学 | 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法 |
| CN106150757A (zh) * | 2016-08-10 | 2016-11-23 | 西北工业大学 | 一种双通道变几何火箭基组合循环发动机 |
| CN106837549A (zh) * | 2017-02-06 | 2017-06-13 | 厦门大学 | 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法 |
| CN107575309A (zh) * | 2017-08-07 | 2018-01-12 | 南京航空航天大学 | 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109436346A (zh) | 2019-03-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109436347B (zh) | 发动机双通道单可动件进气调节装置 | |
| US8356483B2 (en) | Gas turbine engine systems involving variable nozzles with sliding doors | |
| EP2388193B1 (en) | Guide system for nacelle assembly | |
| JP5241215B2 (ja) | 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法 | |
| US8443585B2 (en) | Thrust reversing variable area nozzle | |
| US5778659A (en) | Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems | |
| US6070407A (en) | Ducted fan gas turbine engine with variable area fan duct nozzle | |
| WO2021143141A1 (zh) | 一种模态转换联合变几何调节的内并联型进气道及控制方法 | |
| CN109915263B (zh) | 用于组合发动机的轴对称双模态进气道及模态切换方法 | |
| US20090053058A1 (en) | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle | |
| EP3023623B1 (en) | Gas turbine engine with thrust reversal and method of assembling the same | |
| CN104632411A (zh) | 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道 | |
| JP2007526418A (ja) | 多重推進航空エンジンのための一体化空気取入れシステム | |
| US20090092480A1 (en) | Gas turbine engine having core auxiliary duct passage | |
| US20140150404A1 (en) | Thrust reverser device for compact jet pipe | |
| EP0567277A1 (en) | Bypass injector valve for variable cycle aircraft engines | |
| CN106499543A (zh) | 一种排气喷管推力矢量控制与面积调节的装置与方法 | |
| EP2278147B1 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
| CN109436346B (zh) | 发动机双通道单可动件进气调节方法 | |
| CN109973244A (zh) | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 | |
| CN112627981B (zh) | 一种用于rbcc发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法 | |
| EP2987991A1 (en) | Fan nozzle with thrust reversing and variable area function | |
| US3665709A (en) | Thrust reversing apparatus | |
| CN112610333A (zh) | 一种宽域组合发动机三通道轴对称可调进气道 | |
| CN116735141A (zh) | 一种直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的阀门组及工作方法 |
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 |