CN113247279B - 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案 - Google Patents

一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案 Download PDF

Info

Publication number
CN113247279B
CN113247279B CN202110736517.7A CN202110736517A CN113247279B CN 113247279 B CN113247279 B CN 113247279B CN 202110736517 A CN202110736517 A CN 202110736517A CN 113247279 B CN113247279 B CN 113247279B
Authority
CN
China
Prior art keywords
tail
plugging
head
unit
drag reduction
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
CN202110736517.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113247279A (zh
Inventor
何刚
赵一龙
赵玉新
王振国
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.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
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 National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN202110736517.7A priority Critical patent/CN113247279B/zh
Publication of CN113247279A publication Critical patent/CN113247279A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113247279B publication Critical patent/CN113247279B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
    • B64D2033/026—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft for supersonic or hypersonic aircraft
    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

本发明公开了一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案，包括减阻单元与封堵单元，所述封堵单元上设有能够封堵进气道入口的封堵结构；所述减阻单元的头部收拢于一点，所述减阻单元的尾部与所述封堵单元的头部相连，且所述减阻单元沿头部到尾部的方向逐渐增宽、增厚，所述封堵单元的尾部与进气道的底部外壁面通过第一连接结构可拆卸地固定相连；所述减阻单元通过第二连接结构与飞行器的外壁面相连，且所述减阻单元与飞行器的外壁面之间具有缝隙。凭靠缝隙流提供气动分离力即能实现整流罩分离，有效解决整流罩减小阻力与保证足够分离力矩不能同时兼顾的矛盾。

Description

一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案
技术领域
本发明涉及飞行器进气道技术领域，具体是一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案。
背景技术
整流罩最早是针对火箭运输有效载荷提出的，用于防止有效载荷受到气动力、气动热以及振动等外界有害环境的影响。常见的结构为蚌壳式(两半)，由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成。
对于吸气式高超声速飞行器而言，为了保证高超声速进气道正常工作，往往需要借助其他飞行平台，如挂载飞机和助推火箭等。高超声速飞行器被飞行平台送到指定的飞行高度，并使之达到指定的初始飞行速度。从零速度到指定飞行马赫数这一过程中，高超声速飞行器进气道完全暴露在高总温空气来流中，一方面增加了飞行阻力，同时也容易导致进气道、燃烧室和喷管等部件受损。
为了解决上述问题，目前已有一些现有的解决方案，例如将飞行器的进气道唇口设计成可旋转的，唇口在助推阶段闭合，防止高总温气流进入发动机内部，助推阶段结束后唇口旋开。除了旋转唇口方案，大部分吸气式高超声速飞行器都采用专门的可分离的整流罩部件，主要分为大罩方案与小罩方案两大类，其中，大罩方案采用将整个飞行器或者飞行器的头部全部罩住，体积重量较大，形状规则，多为旋成体；小罩方案则是只罩住进气道，阻止进入进气道的气流，体积重量较小，形状多为不规则构型。
上述现有技术中，旋转唇口方案需要专门作动机构，结构复杂且不能分离，从而增加巡航飞行器的结构重量。而将整个飞行器或飞行器头部包裹起来的大罩方案，整流罩的体积和结构重量均较大，助推过程中气动阻力较大。气动阻力的增加以及较大的结构重量都导致助推器规模的增加，同时整流罩的加工制造成本也较大。小罩方案需要与弹体和进气道进行一体化设计。现有的小罩方案为了保证产生足够的分离气动力和力矩，设计有较大的气动压缩面，压缩面产生的激波入射到弹体壁面会产生严重的激波/边界层干扰，增加了飞行阻力和弹体及整流罩的热防护难度。
发明内容
针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案，凭靠缝隙流提供气动分离力即能实现整流罩分离，有效解决整流罩减小阻力与保证足够分离力矩不能同时兼顾的矛盾。
为实现上述目的，本发明提供一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案，包括减阻单元与封堵单元，所述封堵单元上设有能够封堵进气道入口的封堵结构；
所述减阻单元的头部收拢于一点，所述减阻单元的尾部与所述封堵单元的头部相连，且所述减阻单元沿头部到尾部的方向逐渐增宽、增厚，所述封堵单元的尾部与进气道的底部外壁面通过第一连接结构可拆卸地固定相连；
所述减阻单元通过第二连接结构与飞行器的外壁面相连，且所述减阻单元与飞行器的外壁面之间具有缝隙。
在其中一个实施例中，所述减阻单元尾端的顶部设有隔离条，所述缝隙位于所述隔离条与所述减阻单元的头部之间。
在其中一个实施例中，所述缝隙为等高缝隙。
在其中一个实施例中，所述减阻单元包括迎风底板、迎风侧板与连接顶板；
所述迎风侧板的数量为两个，所述迎风底板与所述连接顶板的两侧均通过一所述迎风侧板相连，且所述迎风底板的头部、所述迎风侧板的头部、所述连接顶板的头部收拢于一点，所述迎风底板的尾部、所述迎风侧板的尾部、所述连接顶板的尾部均与所述封堵单元相连，所述第二连接结构设在所述连接顶板上。
在其中一个实施例中，所述封堵单元包括连接底板以及作为所述封堵结构的堵板；
所述堵板与所述迎风底板的尾部、所述迎风侧板的尾部、所述连接顶板的尾部相连并围成空腔；
所述连接底板的头部与所述迎风底板的尾部相连，所述第二连接结构设在所述连接底板的尾部。
在其中一个实施例中，所述第一连接结构包括第一连接部与第二连接部，所述第一连接部固定设在所述连接底面的尾部，所述第二连接部固定设在进气道的底部外壁面上；
所述第一连接部上沿从头部到尾部的方向间隔设有第一嵌入部与第一嵌入槽，所述第二连接部上沿从头部到尾部的方向间隔设有第二嵌入槽与第二嵌入部，所述第一嵌入部嵌入连接在所述第一嵌入槽上，所述第二嵌入部嵌入连接在所述第二嵌入槽上；
所述第一嵌入部与所述第一嵌入槽之间的配合面、所述第二嵌入部与所述第二嵌入槽之间的配合面均为弧面，以使得所述第一连接部能够在外部力矩的驱动下绕所述第二连接部转动，并在转动一定角度后与所述第二连接部分离。
在其中一个实施例中，所述第二连接结构为爆炸螺栓。
相较于现有技术，本发明提供的一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案具有如下有益技术效果：
1、整流罩外形设计灵活，且阻力小，同时结构强度要求更低，从而使得整流罩的重量更轻；
2、仅靠气动力即可分离，飞行器上不必设置复杂的作动机构，因而尺寸小重量轻，且结构简单。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明实施例中整流罩的轴测图；
图2为本发明实施例中整流罩的俯测图；
图3为本发明实施例中整流罩的仰测图；
图4为本发明实施例中第一连接机构的爆炸结构示意图；
图5为本发明实施例中第一连接机构的剖视图；
图6为本发明实施例中飞行器处于助推阶段的轴测图；
图7为图6中的标识部分放大示意图；
图8为本发明实施例中飞行器上整流罩即将脱落时的轴测图；
图9为本发明实施例中飞行器上整流罩脱落后的轴测图。
附图标号：
减阻单元10、迎风底板101、迎风侧板102、连接顶板103、隔离条104，缝隙105；
封堵单元20、连接底板201、堵板202；
第一连接结构30、第一连接部301、第二连接部302、第一嵌入部303、第一嵌入槽304、第二嵌入槽305、第二嵌入部306；
第二连接结构40；
飞行器50、进气道501。
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
如图1-9所示为本实施例公开了一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案，其主要包括减阻单元10与封堵单元20，封堵单元20上设有能够封堵进气道501入口的封堵结构。减阻单元10的头部收拢于一点，减阻单元10的尾部与封堵单元20的头部相连，且减阻单元10沿头部到尾部的方向逐渐增宽、增厚，即减阻单元10整体为一类锥形结构。封堵单元20的尾部与进气道501的底部外壁面通过第一连接结构30可拆卸地固定相连。
本实施例中，减阻单元10通过第二连接结构40与飞行器50的外壁面相连，且减阻单元10与飞行器50的外壁面之间具有缝隙105，且该缝隙105为等高缝隙。其中优选地，减阻单元10尾部的顶部设有隔离条104，缝隙105位于隔离条104与减阻单元10的头部之间，进而避免高温气流通过缝隙105进入进气道501。
本实施例中，当具有上述整流罩的飞行器50处于图6-7所示的助推阶段时，减阻单元10通过第二连接结构40连接在飞行器50上，此时减阻单元10受到第二连接结构40向上的拉力。同时在飞行器50飞行过程中，整流罩前方的高超声速来流会直接灌进缝隙105后速度滞止为0，在缝隙105内产生高压，从而对减阻单元10产生向下的推力。且该推力小于第二连接结构40的拉力，使得整流罩相对于飞行器50整体保持相对固定，进一步使得封堵单元20上的封堵结构覆盖在进气道501的入口处。当助推阶段结束需要分离整流罩时，首先控制第二连接结构40失效，使得减阻单元10不再受到拉力，而整流罩则会在推力的作用下产生分离力力矩，进而将会以第一连接结构30为轴向下转动，即图8所示；当转动达到一定角度后，第一连接结构30失效，整流罩组合体做六自由度运动被抛掉，完成与飞行器50分离，即图9所示。
在具体实施过程中，缝隙105的高度由整流罩的分离力矩决定，减阻单元10与飞行器50之间形成的缝隙105使来流减速，在缝隙105中形成高压，其压力可根据以下公式预估：
Figure BDA0003140239570000051
其中，p2指缝隙105中气流的平均压力，p1指整流罩前方气流的静压，γ指空气的比热比，Ma指马赫数。在实际设计时，缝隙105的高度根据数值模拟和实验的结果来确定，至于数值模拟和实验的具体实施过程均为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再对其进行赘述。
本实施例中，减阻单元10包括迎风底板101、迎风侧板102与连接顶板103，封堵单元20包括连接底板201以及作为封堵结构的堵板202。需要注意的是，当进气道501为V形唇口构型时，连接底板201也属于封堵结构，即堵板202用于封堵进气道501前方的进口，连接底板201用于封堵进气道501底部的进口。具体地，迎风侧板102的数量为两个，迎风底板101与连接顶板103的两侧均通过一迎风侧板102相连，且其中一个迎风侧板102的顶部向另一个迎风侧板102的方向倾斜，以增加减阻单元10所受的向下的推力。迎风底板101的头部、迎风侧板102的头部、连接顶板103的头部收拢于一点，迎风底板101的尾部、迎风侧板102的尾部、连接顶板103的尾部均与堵板202相连，且与堵板202之间围成空腔，进而在有效降低减阻单元10质量的同时，还能保障减阻单元10构型的稳定性。其中，第二连接结构40设在连接顶板103上，隔离条104则设在连接顶板103的尾部。连接底板201的头部与迎风底板101的尾部相连，第一连接结构30设在连接底板201的尾部。
其中，迎风底板101、迎风侧板102与连接顶板103均为类三角形结构，迎风底板101为从头部到尾部逐渐向下凸起的弧面结构，迎风侧板102为平面结构。在具体实施过程中，第二连接结构40为爆炸螺栓，连接顶板103通过爆炸螺栓与飞行器50的底部相连。至于如何设置迎风底板101、迎风侧板102与连接顶板103的尺寸以及具体尺寸以满足气动要求，在以及各部件连接结构的前提下，均为气动布局技术领域的常规技术手段，因此本实施例中不再对其进行赘述。
本实施例中，第一连接结构30包括第一连接部301与第二连接部302，第一连接部301固定设在连接底面的尾部，第二连接部302固定设在进气道501的底部外壁面上；第一连接部301上沿从头部到尾部的方向间隔设有第一嵌入部303与第一嵌入槽304，第二连接部302上沿从头部到尾部的方向间隔设有第二嵌入槽305与第二嵌入部306，第一嵌入部303嵌入连接在第一嵌入槽304上，第二嵌入部306嵌入连接在第二嵌入槽305上；第一嵌入部303与第一嵌入槽304之间的配合面、第二嵌入部306与第二嵌入槽305之间的配合面均为弧面，以使得第一连接部301能够在外部力矩的驱动下绕第二连接部302转动，并在转动一定角度后与第二连接部302分离。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (4)

1.一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩，其特征在于，包括减阻单元与封堵单元，所述封堵单元上设有能够封堵进气道入口的封堵结构；
所述减阻单元的头部收拢于一点，所述减阻单元的尾部与所述封堵单元的头部相连，且所述减阻单元沿头部到尾部的方向逐渐增宽、增厚，所述封堵单元的尾部与进气道的底部外壁面通过第一连接结构可拆卸地固定相连；
所述减阻单元通过第二连接结构与飞行器的外壁面相连，且所述减阻单元与飞行器的外壁面之间具有缝隙；
所述减阻单元包括迎风底板、迎风侧板与连接顶板；
所述迎风侧板的数量为两个，所述迎风底板与所述连接顶板的两侧均通过一所述迎风侧板相连，且所述迎风底板的头部、所述迎风侧板的头部、所述连接顶板的头部收拢于一点，所述迎风底板的尾部、所述迎风侧板的尾部、所述连接顶板的尾部均与所述封堵单元相连，所述第二连接结构设在所述连接顶板上；
所述封堵单元包括连接底板以及作为所述封堵结构的堵板；
所述堵板与所述迎风底板的尾部、所述迎风侧板的尾部、所述连接顶板的尾部相连并围成空腔；
所述连接底板的头部与所述迎风底板的尾部相连，所述第一连接结构设在所述连接底板的尾部；
所述第一连接结构包括第一连接部与第二连接部，所述第一连接部固定设在所述连接底面的尾部，所述第二连接部固定设在进气道的底部外壁面上；
所述第一连接部上沿从头部到尾部的方向间隔设有第一嵌入部与第一嵌入槽，所述第二连接部上沿从头部到尾部的方向间隔设有第二嵌入槽与第二嵌入部，所述第一嵌入部嵌入连接在所述第一嵌入槽上，所述第二嵌入部嵌入连接在所述第二嵌入槽上；
所述第一嵌入部与所述第一嵌入槽之间的配合面、所述第二嵌入部与所述第二嵌入槽之间的配合面均为弧面，以使得所述第一连接部能够在外部力矩的驱动下绕所述第二连接部转动，并在转动一定角度后与所述第二连接部分离。
2.根据权利要求1所述利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩，其特征在于，所述减阻单元尾端的顶部设有隔离条，所述缝隙位于所述隔离条与所述减阻单元的头部之间。
3.根据权利要求1所述利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩，其特征在于，所述缝隙为等高缝隙。
4.根据权利要求1或2或3所述利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩，其特征在于，所述第二连接结构为爆炸螺栓。
CN202110736517.7A 2021-06-30 2021-06-30 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案 Active CN113247279B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110736517.7A CN113247279B (zh) 2021-06-30 2021-06-30 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110736517.7A CN113247279B (zh) 2021-06-30 2021-06-30 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113247279A CN113247279A (zh) 2021-08-13
CN113247279B true CN113247279B (zh) 2022-06-07

Family

ID=77190300

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110736517.7A Active CN113247279B (zh) 2021-06-30 2021-06-30 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113247279B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114777576A (zh) * 2022-04-08 2022-07-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种整流罩装置及旋转侧抛方法
CN114753928B (zh) * 2022-05-18 2023-08-18 华中科技大学 一种新型进气道保护罩
CN114993600B (zh) * 2022-07-18 2022-10-28 中国航天空气动力技术研究院 一种吸气式飞行器模型整流罩快速分离装置及分离方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2070139A (en) * 1980-02-26 1981-09-03 Gen Electric Inlet Cowl for Supersonic Aircraft Engine
CN106121825A (zh) * 2016-07-28 2016-11-16 西安航天动力试验技术研究所 发动机进气道堵盖及其开闭系统
CN107089340A (zh) * 2017-06-05 2017-08-25 南京航空航天大学 与前体一体化的下颔式超/高超声速进气道及设计方法
CN108301925A (zh) * 2017-06-09 2018-07-20 北京空天技术研究所 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构
CN108533405A (zh) * 2018-03-19 2018-09-14 南京航空航天大学 具有泄流气缝的二元超声速进气道
CN109296462A (zh) * 2018-11-23 2019-02-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 超音速爆破作动式进气道组合堵盖
CN111204465A (zh) * 2020-01-21 2020-05-29 大连理工大学 一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2472956C2 (ru) * 2011-04-29 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник
US20150284104A1 (en) * 2014-04-04 2015-10-08 Peng Zhao Rotatable fairing and engine inlet system for high-speed aircraft

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2070139A (en) * 1980-02-26 1981-09-03 Gen Electric Inlet Cowl for Supersonic Aircraft Engine
CN106121825A (zh) * 2016-07-28 2016-11-16 西安航天动力试验技术研究所 发动机进气道堵盖及其开闭系统
CN107089340A (zh) * 2017-06-05 2017-08-25 南京航空航天大学 与前体一体化的下颔式超/高超声速进气道及设计方法
CN108301925A (zh) * 2017-06-09 2018-07-20 北京空天技术研究所 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构
CN108533405A (zh) * 2018-03-19 2018-09-14 南京航空航天大学 具有泄流气缝的二元超声速进气道
CN109296462A (zh) * 2018-11-23 2019-02-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 超音速爆破作动式进气道组合堵盖
CN111204465A (zh) * 2020-01-21 2020-05-29 大连理工大学 一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113247279A (zh) 2021-08-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113247279B (zh) 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案
CN108995803B (zh) 一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局结构及方法
US8186617B2 (en) Aircraft having a lambda-box wing configuration
US11247776B2 (en) Aircraft having embedded engines
CN105966601B (zh) 一种涵道风扇唇口充气气囊及其流动分离控制方法
US7114685B1 (en) Wing for an aircraft or spacecraft
EP0253028A1 (en) Vortex generators for inlets
CN108100212B (zh) 一种小展弦比自适应变体飞翼布局战斗机
CN113247278B (zh) 一种含有舵面的高超声速进气道整流罩方案
JPH0350100A (ja) 混成層流ナセル
US4030688A (en) Aircraft structures
US11639219B2 (en) Pylon mounted tilt rotor
CN107140179B (zh) 一种尾座式串列翼长航时飞行器气动布局
CN107867387B (zh) 一种内外流乘波飞行器布局
US20150226156A1 (en) Non-Axisymmetric Fixed or Variable Fan Nozzle for Boundary Layer Ingestion Propulsion
US20160152324A1 (en) Fluidic fence for performance enhancement
CN112722243B (zh) 一种用于短距/垂直起降的分布式电涵道风扇动力系统
CN113247276B (zh) 一种两级气动分离式高超声速进气道整流罩
CN111976948B (zh) 一种飞翼式无人战斗轰炸机的气动布局
CN107719671A (zh) 一种涵道风扇推进全电动无人机
CN113247277B (zh) 一种含有折叠翼的高超声速进气道保形整流罩方案
RU2274584C2 (ru) Хвостовая часть самолета крещишина и способ уменьшения завихрений воздушного потока
CN112607061B (zh) 一种高超声速飞行器一体化半水滴式头罩
EP0768238B1 (en) Aircraft and method of flying the same
US8544790B2 (en) Aircraft

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