CN114590418B - 一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置 - Google Patents
一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，确定高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力特性；分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式。本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置。本发明一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
Description
技术领域
本发明涉及高速飞行器技术领域，特别是涉及一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置。
背景技术
在飞行器以高马赫数飞行过程中，飞行器与大气的相互作用会在其表面产生强烈的脉动压力，这不仅会引起结构的持续振动，而且会产生很强的气动噪声，从而降低系统的可靠性，甚至导致飞行失败。当高速飞行器表面的脉动压力声压级超过140dB时，便会对结构产生较大激励，结构也会产生显著的应力响应，在这种应力的长期作用下，结构缺陷或是应力集中区域就会产生疲劳裂纹，甚至进一步发展为疲劳破坏。而如果脉动压力的声压级超过180dB，还可能产生足以导致结构迅速破坏的高强声载荷。因此，如何控制高速飞行器飞行过程中表面的脉动压力成为新一代飞行器研制中的重要问题之一。
高速飞行器表面的脉动压力环境按照产生的原因可以分为三种：附着湍流边界层、流动分离区域和激波/边界层的相互干扰区域，其中，在附着湍流边界层，脉动压力是由于其内部的脉动速度与流场的相互作用产生的，具有高频特性(102-104kHZ)；在流动分离区域，脉动压力由分离点和再附体点的摆动引起的不稳定产生，具有中低频特性(10HZ-102kHZ)；在激波/边界层的相互干扰区域，脉动压力由激波的运动以及激波前后的静压不连续产生，具有中低频特性(10HZ-102kHZ)。而在高速飞行器在实际飞行状态下，这三种流动现象往往是相互耦合出现的，这也使得高速飞行器表面的脉动压力环境十分复杂，而目前已有的流动控制手段往往只能够针对单一环境下的脉动压力进行控制，很难对实际复杂环境下的脉动压力起到有效的抑制作用。
针对附着湍流边界层中的脉动压力控制，鉴于层流流动相比于湍流来说气动热环境以及有效载荷与总质比均有很大地改善，有学者提出了一种缝隙型的超表面微结构来实现层流向湍流转捩的抑制(赵瑞，张新昕，温志湧，田旭东.声学超表面抑制Mack第2模态机理与优化设计[J].气体物理，2018，3(06):35-40.)，从而实现了高速飞行器湍流边界层中脉动压力的抑制。而针对流动分离区域以及激波/边界层的相互干扰区域中的脉动压力控制，流动控制技术已经取得了许多重要的突破，现有的控制方法中最有效、结构简单、工程安全应用且安全风险低的方法还是以微型涡流发生器(Micro Vortex Generator，MVG)为主。但是，高速飞行器飞行过程中表面表面脉动压力环境复杂，而上述脉动压力控制方式均无法适应实际飞行过程中复杂的脉动压力环境。
因此，如何实现高速飞行器表面复杂的脉动压力环境中多种表面脉动压力的综合抑制，成为了本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置，以解决上述现有技术存在的问题，以实现高速飞行器表面多种脉动压力的综合抑制。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，包括如下步骤：
步骤一、根据高速飞行器设计飞行状态确定高速飞行器表面的流场信息和包括频谱特性以及声压级分布在内的脉动压力特性；
步骤二、分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式；
所述的微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器，所述的耦合方式为所述缝隙微结构和所述微型涡流发生器的耦合方式；
步骤三、将所述微结构阵列安装在步骤二中确定的飞行器表面的设置位置上。
优选地，在进行步骤二之后，还包括，对所述微结构阵列的结构参数进行优化设计。
优选地，步骤一中，使用计算流体动力学或风洞试验的方法获得设计飞行状态下实际高速飞行器表面的流场状态，并得到设计飞行状态下包含高速飞行器表面脉动压力的频谱特性以及声压级分布在内的特性信息。
优选地，步骤二中，确定需要设置所述微结构阵列进行脉动压力抑制的区域，根据得到的高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力的声压级分布，对于脉动压力的声压级超过140dB的区域记录为An，即为需要设置所述微结构阵列进行脉动压力抑制的区域，同时记录区域An对应位置到高速飞行器头部的距离分别为LFn、LBn，区域An的流向长度Ln＝[max(LFn)-min(LBn)]/cosθn，其中下标n为高速飞行器表面需要设置所述微结构阵列的区域的序号，max(LFn)和min(LBn)为该区域距离高速飞行器头部的最大距离与最小距离，θn为对应区域与中轴线的夹角。
优选地，所述微结构阵列中，所述缝隙微结构和所述微型涡流发生器沿周向方向间隔排列；确定高速飞行器表面不同安装位置处的所述微结构阵列的流向结构参数；
所述微结构阵列的流向结构参数包括流向阵列周期S1、流向阵列周期的高度H1和流向阵列周期的间隙宽度2b1，使用计算流体动力学或者风洞试验的方法对于不同脉动压力环境下的所述微结构阵列的流向结构参数进行优化设计，优化目标为无量纲的特性阻抗最小，其中ρ*和c*为远场的声速和密度无量纲处理后的结果、为反射系数，有Sm＝sinc((kx+2πm/S1)b1)，kx为来流方向动量、/>为动力等效密度、kc为波数、ρw和cw为流场当地密度和声速、φ1＝2b1/S1为流向占空比、j为复数单位；
确定高速飞行器表面不同安装位置处的所述微结构阵列的周向结构参数
所述微结构阵列的周向结构参数包括周向阵列周期S2、周向阵列间隙宽度2b2、微型涡流发生器宽度C和耦合系数N，根据高速飞行器表面脉动压力的频谱特性以及安装区域An的位置，得到每个安装区域中脉动压力的频谱特性，即脉动压力在各个频率上的分布，其中在高频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax1，在中低频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax2，区域An中所述微结构阵列的周向占空比φ2＝SPLnmax2/(SPLnmax1+SPLnmax2)，耦合系数N＝2b2-d/(C-d)，其中2b2＝φ2S2为周向间隙宽度、C为所述微型涡流发生器的宽度、d为所述微型涡流发生器之间以及其和缝隙边界的距离，通过计算流体动力学方法或是风洞试验的方法分析所述微型涡流发生器的宽度C以及所述微结构阵列周向间隙宽度2b2对脉动压力影响规律，并通过优化设计得到区域An处抑制效果最优的C和2b2，并通过上述公式计算得到对应的其余周向结构参数。
优选地，步骤三中，根据得到的区域An中微结构的设计结构参数，对设计得到的对应的所述微结构阵列进行加工制造，并通过安装铆钉等间距铆在高速飞行器表面区域An对应的位置处。
本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置，包括微结构阵列，所述微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器。
优选地，所述缝隙微结构包括多条平行设置的凸起，相邻的凸起之间形成沟槽，所述凸起具有沿周向方向延伸的缺口，所述微型涡流发生器设置于所述缺口内。
优选地，每个所述缺口内的所述微型涡流发生器的数量为多个，多个所述微型涡流发生器平行设置且等间距均布。
优选地，所述的高速飞行器表面脉动压力抑制装置还包括连接薄膜，所述微结构阵列设置于所述连接薄膜上，所述连接薄膜能够与高速飞行器的表面相连。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，包括：步骤一、根据高速飞行器设计飞行状态确定高速飞行器表面的流场信息和包括频谱特性以及声压级分布在内的脉动压力特性；步骤二、分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式；微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器；步骤三、将微结构阵列安装在高速飞行器上。与此同时，本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置，包括微结构阵列，微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器。
本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置，一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
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获得其他的附图。
图1为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的结构示意图；
图2为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的微结构阵列的原理示意图；
图3为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的设置位置示意图；
图4为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的实施例中的结构示意图；
图5为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的实施例中的结构示意图；。
其中，1为微型涡流发生器，2为流向阵列周期，3为周向阵列周期，4为高速飞行器，5为微结构阵列对表面声波的作用，6为微结构阵列在气流中产生的流向旋涡，7为凸起，8为缺口，9为连接薄膜。
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做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。
本发明的目的是提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法及装置，以解决上述现有技术存在的问题，以实现高速飞行器多种表面脉动压力的综合抑制。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
请参考图1-5，其中，图1为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的结构示意图，图2为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的微结构阵列的原理示意图，图3为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的设置位置示意图，图4为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的实施例中的结构示意图，图5为本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制装置的实施例中的结构示意图。
本发明提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，包括如下步骤：
步骤一、根据高速飞行器4设计飞行状态确定高速飞行器4表面的流场信息和包括频谱特性以及声压级分布在内的脉动压力特性；
步骤二、分析高速飞行器4表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式；
微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器1，耦合方式为缝隙微结构和微型涡流发生器1的耦合方式；
步骤三、将微结构阵列安装在步骤二中确定的飞行器4表面的设置位置上。
本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，一方面通过高速飞行器4表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器4表面的微型涡流发生器1产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
实际操作中，在进行步骤二之后，还包括，对微结构阵列的结构参数进行优化，以获得不同设置位置处的微结构阵列的结构参数。
与此同时，本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置，包括微结构阵列，微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器1，在实际应用中，可以通过分析高速飞行器4表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的耦合方式，以适应高速飞行器4的设计飞行状态。
具体地，缝隙微结构包括多条平行设置的凸起7，多条凸起7沿流向方向平行设置，凸起7的长度方向平行于周向方向设置，相邻的凸起7之间形成沟槽，相邻的凸起7之间形成微结构阵列的一个流向阵列周期2，凸起7具有沿周向方向延伸的缺口8，凸起7为长方体结构，缺口8为长方体缺口，相邻的凸起7之间形成的沟槽也为长方体，微型涡流发生器1设置于缺口8内，微型涡流发生器1为三棱锥状结构，凸起7、缺口8以及微型涡流发生器1形成微结构阵列的一个周向阵列周期3，在实际应用中，改变微结构阵列的耦合方式以及结构参数，如宽深率、占空比等，以利用微结构阵列实现高速飞行器4表面复杂的脉动压力环境中多种表面脉动压力的综合抑制。微结构阵列对表面声波的作用5以及微结构阵列在气流中产生的流向旋涡6，详见图2所示。
在本发明的其他具体实施方式中，缝隙微结构包括多条平行设置的凸起7，多条凸起7沿流向方向平行设置，凸起7的长度方向平行于周向方向设置，相邻的凸起7之间形成沟槽，微型涡流发生器1设置于相邻的凸起7之间形成的沟槽内，多个微型涡流发生器1平行排列于沟槽内；此处还需要说明的是，在某些具体工况中，还可以将缝隙微结构和微型涡流发生器1沿流向分区域布置，如图5所示。在实际应用中，还可以根据高速飞行器4表面的脉动压力环境，改变微结构阵列中，缝隙微结构与微型涡流发生器1的耦合方式以及结构参数，以适应各种高速飞行器4的飞行需求。
在本具体实施方式中，每个缺口8内的微型涡流发生器1的数量为多个，多个微型涡流发生器1平行设置且等间距均布，相邻的凸起7上的沿周向方向延伸的缺口8对应设置，即多个凸起7上沿周向方向设置的缺口8的数量、位置均保持一致，其中具体的微型涡流发生器1的数量可以根据具体的流场信息调整。
微结构阵列可以直接在高速飞行器4表面上加工出来，同时为了降低加工制造难度，微结构阵列还可以预先加工后，再将微结构阵列与高速飞行器4相连；此处还需要说明的是，高速飞行器表面脉动压力抑制装置还包括连接薄膜9，微结构阵列设置于连接薄膜9上，连接薄膜9能够与高速飞行器4相连，连接薄膜9能够适应高速飞行器4的连接面，且降低了微结构阵列的连接难度，提高了操作便捷性。
下面通过具体的实施例，对本发明的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，进行进一步地解释说明。
实施例一
步骤一中，使用计算流体动力学或风洞试验的方法获得设计飞行状态下实际高速飞行器4表面的流场状态，并得到设计飞行状态下包含高速飞行器4表面脉动压力的频谱特性以及声压级分布在内的脉动压力特性信息。
步骤二中，确定需要设置微结构阵列进行脉动压力抑制的区域，根据得到的高速飞行器4表面的流场信息以及脉动压力的声压级分布，对于脉动压力的声压级超过140dB的区域记录为An，即为需要设置微结构阵列进行脉动压力抑制的区域，同时记录区域An对应位置到高速飞行器4头部的距离分别为LFn、LBn，区域An的流向长度Ln＝[max(LFn)-min(LBn)]/cosθn，其中下标n为高速飞行器4表面需要设置微结构阵列的区域的序号，max(LFn)和min(LBn)为该区域距离高速飞行器4头部的最大距离与最小距离，θn为对应区域与中轴线的夹角。
步骤三、在本具体实施方式的微结构阵列中，缝隙微结构和微型涡流发生器1沿周向方向间隔排列；确定高速飞行器4表面不同安装位置处的微结构阵列的流向结构参数；
微结构阵列的流向结构参数包括流向阵列周期S1、流向阵列周期的高度H1和流向阵列周期的间隙宽度2b1，使用计算流体动力学或者风洞试验的方法对于不同脉动压力环境下的微结构阵列的流向结构参数进行优化设计，优化目标为无量纲的特性阻抗最小，其中ρ*和c*为远场(远场指无穷远处，内部结构对其的扰动近似为0)的声速和密度无量纲处理后的结果、/>为反射系数，有Sm＝sinc((kx+2πm/S1)b1)，kx为来流方向(x方向)动量、/>为动力等效密度、kc为波数、ρw和cw为流场当地密度和声速、φ1＝2b1/S1为流向占空比、j为复数单位；
确定高速飞行器4表面不同安装位置处的微结构阵列的周向结构参数
微结构阵列的周向结构参数包括周期S2、间隙宽度2b2、微型涡流发生器1宽度C和耦合系数N，根据得到的高速飞行器4表面脉动压力的频谱特性以及得到的安装区域An，得到每个安装区域中即脉动压力的频谱特性，即脉动压力在各个频率上的分布，其中在高频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax1，在中低频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax2，区域An中微结构阵列的周向占空比φ2＝SPLnmax2/(SPLnmax1+SPLnmax2)，耦合系数N＝2b2-d/(C-d)，其中2b2＝φ2S2为周向间隙宽度、C为微型涡流发生器1的宽度、d为微型涡流发生器1之间以及其和缝隙边界的距离，通过计算流体动力学方法或是风洞试验的方法研究微型涡流发生器1的宽度C以及微结构阵列周向间隙宽度2b2对脉动压力影响规律，并得到抑制效果最优的C和2b2，并通过计算得到对应的其余周向结构参数。
根据得到的区域An中微结构的设计结构参数，对设计得到对应的微结构阵列进行加工制造，并通过安装铆钉等间距铆在高速飞行器4区域An对应的位置处。
考虑到声学超表面微结构与微型涡流发生器1的尺寸均为亚边界层厚度，本发明提出一种耦合了声学超表面微结构以及微型涡流发生器1的微结构阵列，通过改变微结构阵列的耦合方式以及结构参数，如宽深率、占空比等来实现高速飞行器4表面复杂的脉动压力环境中多种表面脉动压力的综合抑制。
本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (8)
1.一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、根据高速飞行器设计飞行状态确定高速飞行器表面的流场信息和包括频谱特性以及声压级分布在内的脉动压力特性；
步骤二、分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式；
所述的微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器，所述的耦合方式为所述缝隙微结构和所述微型涡流发生器的耦合方式；
确定需要设置所述微结构阵列进行脉动压力抑制的区域，根据得到的高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力的声压级分布，对于脉动压力的声压级超过140dB的区域记录为An，同时记录区域An对应位置到高速飞行器头部的距离分别为LFn、LBn，区域An的流向长度其中下标n为高速飞行器表面需要设置所述微结构阵列的区域的序号，max(LFn)和min(LBn)为该区域距离高速飞行器头部的最大距离与最小距离，θn为对应区域与中轴线的夹角；
所述微结构阵列中，所述缝隙微结构和所述微型涡流发生器沿周向方向间隔排列；
确定高速飞行器表面不同安装位置处的所述微结构阵列的流向结构参数；
所述微结构阵列的流向结构参数包括流向阵列周期S1、流向阵列周期的高度H1和流向阵列周期的间隙宽度2b1，使用计算流体动力学或者风洞试验的方法对于不同脉动压力环境下的所述微结构阵列的流向结构参数进行优化设计，优化目标为无量纲的特性阻抗最小，其中ρ*和c*为远场的声速和密度无量纲处理后的结果、为反射系数，有Sm＝sinc((kx+2πm/S1)b1)，kx为来流方向动量、/>为动力等效密度、kc为波数、ρw和cw为流场当地密度和声速、φ1＝2b1/S1为流向占空比、j为复数单位；
确定高速飞行器表面不同安装位置处的所述微结构阵列的周向结构参数
所述微结构阵列的周向结构参数包括周向阵列周期S2、周向阵列间隙宽度2b2、微型涡流发生器宽度C和耦合系数N，根据得到的高速飞行器表面脉动压力的频谱特性以及得到的安装区域An的位置，得到每个安装区域中即脉动压力的频谱特性，其中在高频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax1，在中低频段脉动压力的声压级峰值为SPLnmax2，区域An中所述微结构阵列的周向占空比φ2＝SPLnmax2/(SPLnmax1+SPLnmax2)，耦合系数N＝2b2-d/(C-d)，其中2b2＝φ2S2为周向间隙宽度、C为所述微型涡流发生器的宽度、d为所述微型涡流发生器之间以及其和缝隙边界的距离，通过计算流体动力学方法或是风洞试验的方法，分析所述微型涡流发生器的宽度C以及所述微结构阵列周向间隙宽度2b2对脉动压力影响规律，并通过优化设计得到抑制效果最优的C和2b2，并通过上述公式计算得到对应的其余周向结构参数；
步骤三、将所述微结构阵列安装在步骤二中确定的飞行器表面的设置位置上。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，其特征在于：在进行步骤二之后，还包括，对所述微结构阵列的结构参数进行优化设计。
3.根据权利要求1所述的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，其特征在于：步骤一中，使用计算流体动力学或风洞试验的方法获得设计飞行状态下实际高速飞行器表面的流场状态，并得到设计飞行状态下包含高速飞行器表面脉动压力的频谱特性以及声压级分布在内的特性信息。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器表面脉动压力抑制方法，其特征在于：步骤三中，根据得到的区域An中微结构的设计结构参数，对设计得到的对应的所述微结构阵列进行加工制造，并通过安装铆钉等间距铆在高速飞行器表面区域An对应的位置处。
5.一种用于实现权利要求1-4任一项所述的高速飞行器表面脉动压力抑制方法的高速飞行器表面脉动压力抑制装置，其特征在于：包括微结构阵列，所述微结构阵列包括缝隙微结构和微型涡流发生器。
6.根据权利要求5所述的高速飞行器表面脉动压力抑制装置，其特征在于：所述缝隙微结构包括多条平行设置的凸起，相邻的凸起之间形成沟槽，所述凸起具有沿周向方向延伸的缺口，所述微型涡流发生器设置于所述缺口内。
7.根据权利要求6所述的高速飞行器表面脉动压力抑制装置，其特征在于：每个所述缺口内的所述微型涡流发生器的数量为多个，多个所述微型涡流发生器平行设置且等间距均布。
8.根据权利要求5所述的高速飞行器表面脉动压力抑制装置，其特征在于：还包括连接薄膜，所述微结构阵列设置于所述连接薄膜上，所述连接薄膜能够与高速飞行器的表面相连。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5662998A (en) * | 1979-10-24 | 1981-05-29 | C Uyemura & Co Ltd | Surface processing method dependent upon high-speed vibration |
| CN101965291A (zh) * | 2008-02-29 | 2011-02-02 | 空中客车英国有限公司 | 冲击突起阵列 |
| CN103303469A (zh) * | 2013-07-05 | 2013-09-18 | 上海交通大学 | 控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置 |
| CN103970957A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-08-06 | 北京航空航天大学 | 一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法 |
| CN108628356A (zh) * | 2013-06-25 | 2018-10-09 | 艾默生过程管理调节技术公司 | 加热的流体调节器 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100327115A1 (en) * | 2009-04-30 | 2010-12-30 | Alexis Cenko | Aircraft pod store separation characteristics |
-
2022
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5662998A (en) * | 1979-10-24 | 1981-05-29 | C Uyemura & Co Ltd | Surface processing method dependent upon high-speed vibration |
| CN101965291A (zh) * | 2008-02-29 | 2011-02-02 | 空中客车英国有限公司 | 冲击突起阵列 |
| CN108628356A (zh) * | 2013-06-25 | 2018-10-09 | 艾默生过程管理调节技术公司 | 加热的流体调节器 |
| CN103303469A (zh) * | 2013-07-05 | 2013-09-18 | 上海交通大学 | 控制高马赫数激波与附面层干扰流动分离的装置 |
| CN103970957A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-08-06 | 北京航空航天大学 | 一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Investigation of adaptive slot control method for starting characteristics of hypersonic inlets;Chengxiang Zhu , Rijiong Yang, Rongqian Chen, Ruofan Qiu and Yancheng You;《PROCEEDINGS OF THE INSTITUTION OF MECHANICAL ENGINEERS PART G-JOURNAL OF AEROSPACE ENGINEERING》 * |
| 声学超表面抑制Mack第2模态机理与优化设计;赵瑞、张新昕、温志湧;《气体物理》;第3卷(第6期);第35-40页 * |
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