CN115219147B - 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法 - Google Patents

一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN115219147B
CN115219147B CN202211124195.1A CN202211124195A CN115219147B CN 115219147 B CN115219147 B CN 115219147B CN 202211124195 A CN202211124195 A CN 202211124195A CN 115219147 B CN115219147 B CN 115219147B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
throat
adjustable
mach number
adjustable fan
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
CN202211124195.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115219147A (zh
Inventor
秦红岗
廖达雄
陈吉明
徐兵兵
李毅
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.)
Equipment Design and Testing Technology Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Equipment Design and Testing Technology Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
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 Equipment Design and Testing Technology Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Equipment Design and Testing Technology Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202211124195.1A priority Critical patent/CN115219147B/zh
Publication of CN115219147A publication Critical patent/CN115219147A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115219147B publication Critical patent/CN115219147B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法，涉及风洞实验用大型部件的设计领域，所述第二喉道包括：沿第二喉道的通道方向依次连接的收缩段、平直段和扩张段，其特征在于，所述第二喉道还包括：中部隔板和可调扇叶，所述中部隔板头部与试验段或再入段内支架连接，所述中部隔板尾部延伸至平直段出口，所述中部隔板上设有可调扇叶安装缺口，所述可调扇叶安装在所述安装缺口内并与所述中部隔板活动连接，本发明能将试验段马赫数精确控制机构的结构惯量降低，并通过与调节片联合运行的方式，实现了第二喉道采用调节片粗调和可调扇叶精调的有益结合，提升了试验段马赫数控制精度。

Description

一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法
技术领域
本发明涉及风洞实验用大型部件的设计领域，具体地，涉及一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法。
背景技术
跨声速风洞中，第二喉道的主要作用是精确控制试验段马赫数以及抑制喉道下游噪声前传，其主要原理是在二喉道最小截面处内部产生节流。根据一维流理论，试验段内马赫数与超扩段内的节流面积相关，实现马赫数精确控制也就意味着更高的结构控制精度。目前，应用于跨声速风洞中的第二喉道常用形式为调节片式，由收缩段、平直段以及扩张段组成。然而，随着跨声速风洞向大尺寸、高量级的不断发展，传统的三段调节片式第二喉道面临着结构惯量大和结构控制精度高的矛盾，造成了结构、控制系统设计难度高，成本高昂。因此，急需发展一种适合高速风洞使用的可调扇叶式第二喉道。
发明内容
为了解决传统的三段调节片式第二喉道存在的技术问题，本发明提供了一种可调扇叶式第二喉道，所述第二喉道包括：沿第二喉道的通道方向依次连接的收缩段、平直段和扩张段，所述第二喉道还包括：
中部隔板和可调扇叶，所述中部隔板头部与试验段或再入段内支架连接，所述中部隔板尾部延伸至平直段出口，所述中部隔板上设有可调扇叶安装缺口，所述可调扇叶安装在所述安装缺口内并与所述中部隔板活动连接。
其中，本发明中设计了中部隔板和可调扇叶，与传统三段式调节片第二喉道相比较，本发明通过在中轴线设置可调扇叶的方式，将试验段马赫数精确控制机构的结构惯量降低，并通过与调节片联合运行的方式，实现了第二喉道采用调节片粗调和可调扇叶精调的有益结合，提高了试验段马赫数控制精度。
优选的，所述可调扇叶一端与所述中部隔板活动连接，所述可调扇叶另一端能够沿垂直于通道方向的方向上下调节。设计为活动连接便于对可调扇叶的开闭和打开角度进行调整。
优选的，所述中部隔板和所述可调扇叶的中心线均与所述第二喉道的中心线重合，以充分利用试验段安装模型后的气流分离区，同时避免第二喉道产生非对称气流。
优选的，所述收缩段前端连接风洞试验段或再入段。
优选的，所述收缩段的长度与入口高度的比值大于0.35且小于1.2，所述收缩段与所述第二喉道的中心线所形成的收缩角小于或等于20°，这样设计能够避免收缩段收缩角度过大引起额外损失和载荷。
优选的，所述平直段的长度与入口高度的比值大于0.35且小于1.2。这样设计的目的是确保平直段长度与低超声速条件下气流激波串长度接近。
优选的，所述扩张段的长度与入口高度比值大于0.35且小于1.2，所述扩张段与所述第二喉道的中心线所形成的扩张角小于或等于15°。这样设计的目的是控制扩张段在气流减速增压过程中的气流分离程度。
优选的，所述第二喉道的净流通面积与试验段或再入段的面积之比大于1.23且小于1.5；所述可调扇叶的长度与入口高度的比值大于0.18且小于0.3，所述可调扇叶的厚度小于或等于所述中部隔板的厚度，所述可调扇叶的最大张开角度小于或等于20°。这样设计的目的是使得可调扇叶在马赫数范围和精度调节上实现有益结合，即可实现一定范围内的马赫数控制也确保可调扇叶具备良好的精调能力，同时避免可调扇叶张开过大引起额外的气流损失及振动。
本发明还提供了一种基于所述第二喉道的试验段马赫数控制方法，所述方法包括：
步骤1：基于试验段马赫数和试验段面积计算获得第二喉道所对应的节流面积；
步骤2：根据节流面积确定出收缩段、平直段和扩张段的位置；
步骤3：调整可调扇叶的张开角度，调整后可调扇叶与收缩段、平直段和扩张段所形成的最小净流通面积达到所述节流面积；
步骤4：风洞进行吹风测试，得到与试验段所需马赫数对应的实际马赫数；
步骤5：调节可调扇叶的张开角度对试验段的马赫数进行控制。
其中，通过本方法可以准确的对试验段的马赫数进行控制。
优选的，所述步骤1采用以下公式计算获得第二喉道所对应的节流面积：
Figure 179043DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 785605DEST_PATH_IMAGE002
为试验段面积；
Figure 778969DEST_PATH_IMAGE003
为第二喉道马赫数达到第一阈值时所对应的截面积；
Figure 470981DEST_PATH_IMAGE004
为常数，Ma为试验段马赫数。
本发明提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
与传统三段式调节片第二喉道相比较，本发明所涉及的一种适用于高速风洞加可调扇叶式第二喉道，通过在中轴线设置可调扇叶的方式，能将试验段马赫数精确控制机构的结构惯量降低，并通过与调节片联合运行的方式，实现了第二喉道采用调节片粗调和可调扇叶精调的有益结合，提升了试验段马赫数控制精度。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本发明的一部分，并不构成对本发明实施例的限定；
图1是本发明中可调扇叶式第二喉道的结构示意图。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在相互不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述范围内的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
实施例一
请参考图1，图1为一种可调扇叶式第二喉道的结构示意图，本发明实施例一提供了一种可调扇叶式第二喉道，所述第二喉道包括：沿第二喉道的通道方向依次连接的收缩段、平直段和扩张段，其中，收缩段的尾部与平直段的头部连接，平直段的尾部与扩张段的头部连接，所述第二喉道还包括：
中部隔板和可调扇叶，所述中部隔板头部与试验段或再入段内支架连接，所述中部隔板尾部延伸至平直段出口，所述中部隔板上设有可调扇叶安装缺口，所述可调扇叶安装在所述安装缺口内并与所述中部隔板活动连接。
其中，可调扇叶嵌入在中部隔板上并与中部隔板上活动连接，为了便于对可调扇叶相对于中部隔板的开闭角度进行调整，优选可调扇叶通过轴等可转动连接件与中部隔板连接。其中，可调扇叶的调节方式也可以采用电机和控制器配合进行调节，本发明实施例不对可调扇叶的调节方式进行具体的限定。
本实施例中采用的技术方案：适用于高速风洞加可调扇叶式第二喉道，包括收缩段、平直段、扩张段、中部隔板和可调扇叶；所述收缩段长度与入口高度比值L1/H应控制在0.35～1.2内，前端接风洞试验段或再入段，后端与平直段连接并具备调节功能，调节至最大行程后，收缩段与中轴线所形成的收缩角应不大于20°；所述平直段长度与入口高度比值L2/H应控制在0.35～1.2之间，后端连接扩张段，采用尖喉道和平直喉道两种方式形成节流截面；所述扩张段长度与入口高度比值L3/H应控制在0.35～1.2之间，前端与平直段相连并具备调节功能，扩张段与中轴线所形成的扩张角应不大于15°；所述中部隔板位于喉道中心线，头部与试验段内支架相连，尾部位于平直段出口附近。中部隔板厚度选取后应确保第二喉道净流通面积与试验段面积之比为1.23～1.5；所述可调扇叶位于喉道中心线上，长度与入口高度比值控制在0.18～0.3之间，嵌于中部隔板上，厚度不超过中部隔板厚度，最大张开角度不大于20°。可调扇叶尾端位于平直段入口处，扇叶张开闭合时所对应的最小调节量与入口高度比值应低于0.00001。其中，第一连接点6为收缩段1与平直段2连接点，该连接点随收缩段1与平直段2位置变化而变化；第二连接点7为平直段2与扩张段3连接点，该连接点随平直段2与扩张段3位置变化而变化；图1中1为收缩段；2为平直段；3为扩张段；4为中部隔板；5为可调扇叶；6为第一连接点；7为第二连接点，L1-L3分别为收缩段、平直段和扩张段的长度，H为收缩段入口高度。
根据上述技术方案，采用如下实验步骤可实现试验段马赫数0.001的控制精度：
a.根据公式（1）、试验段马赫数、试验段面积计算出第二喉道所对应的节流面积；
Figure 647141DEST_PATH_IMAGE006
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为试验段面积；
Figure 170526DEST_PATH_IMAGE003
为第二喉道马赫数达到1.0时所对应的截面积；
Figure 538054DEST_PATH_IMAGE004
取值1.4；Ma为试验段马赫数；
b.进行第二喉道净流通面积粗调：根据所需的节流面积，确定出收缩段、平直段、扩张段的位置。粗调完成后，三段所形成的最小净流通面积与所需流通节流面积之比应在1.1～1.25；
c.进行第二喉道净流通面积精调：调整可调扇叶张开角度。精调完成后，可调扇叶与三段所形成的最小净流通面积达到所需的节流面积；
d.风洞进行吹风测试，得到与试验段所需马赫数相近的实际马赫数；
e.按照可调扇叶最小调节量进行马赫数精调，扇叶张开，试验段马赫数降低；扇叶闭合，试验段马赫数升高，将实际马赫数改变0.001，实现试验段马赫数控制精度。
实施例二
在实施例一的基础上，实施例二提供了一种适用于高速风洞的调节片加可调扇叶式第二喉道，包括收缩段、平直段、扩张段、中部隔板、可调扇叶；收缩段长度与入口高度比值为0.8，前端接风洞试验段或再入段，后端与平直段连接，具备调节功能，调节至最大行程后，收缩段与中轴线所形成的收缩角为18°；平直段长度与入口高度比值为1.0，后端连接扩张段，采用尖喉道和平直喉道两种方式形成节流截面；扩张段长度与入口高度比值为1.2，前端与平直段相连，具备调节功能，调节至最大行程时，扩张段与中轴线所形成的扩张角为14.9°；中部隔板位于喉道中心线，头部与试验段内支架相连，尾部位于平直段出口附近，中隔板堵塞度为1.25；可调扇叶位于喉道中心线靠近喉道入口处，长度与入口高度比值为0.2，嵌于中部隔板上，厚度为中隔板厚度比值为1，可调扇叶最大张开角度为20°，可调扇叶最小调节尺寸与入口高度比值为0.00001。
根据上述技术方案，采用如下步骤进行了测试：
a.试验段所需马赫数为0.5，试验段面积为0.3m×0.3m，计算出第二喉道所需节流面积为0.222m×0.3m；
b.进行第二喉道净流通面积粗调：根据所需的节流面积，确定出收缩段、平直段、扩张段的位置。粗调完成后，三段所形成的最小净流通面积与所需流通节流面积之比为1.1，即0.242m×0.3m；
c.进行第二喉道净流通面积精调：调整可调扇叶张开角度。精调完成后，可调扇叶与三段所形成的最小净流通面积达到所需的节流面积0.222m×0.3m；
d.风洞进行吹风测试，试验段实际马赫数为0.498，与试验段所需马赫数0.5接近；
e.可调扇叶按最小改变量进行调节，试验段实际马赫数由0.498变化至0.499，试验段马赫数控制精度达到0.001。
通过上述实例，采用调节片加可调扇叶的第二喉道进行马赫数精调时，精确调节机构的结构惯量降低为传统调节片式第二喉道的二分之一。通过试验测试，试验段马赫数控制精度达到0.001，实现了降低结构惯量和提高马赫数精度的有益结合。
尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (9)

1.一种可调扇叶式第二喉道，所述第二喉道包括：沿第二喉道的通道方向依次连接的收缩段、平直段和扩张段，其特征在于，所述第二喉道还包括：
中部隔板和可调扇叶，所述中部隔板头部与试验段或再入段内支架连接，所述中部隔板尾部延伸至平直段出口，所述中部隔板上设有可调扇叶安装缺口，所述可调扇叶安装在所述安装缺口内并与所述中部隔板活动连接，所述可调扇叶一端与所述中部隔板活动连接，所述可调扇叶另一端能够沿垂直于通道方向的方向上下调节。
2.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述中部隔板和所述可调扇叶的中心线均与所述第二喉道的中心线重合。
3.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述收缩段前端连接风洞试验段或再入段。
4.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述收缩段的长度与入口高度的比值大于0.35且小于1.2，所述收缩段与所述第二喉道的中心线所形成的收缩角小于或等于20°。
5.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述平直段的长度与入口高度的比值大于0.35且小于1.2。
6.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述扩张段的长度与入口高度比值大于0.35且小于1.2，所述扩张段与所述第二喉道的中心线所形成的扩张角小于或等于15°。
7.根据权利要求1所述的一种可调扇叶式第二喉道，其特征在于，所述第二喉道的净流通面积与试验段或再入段的面积之比大于1.23且小于1.5；所述可调扇叶的长度与入口高度的比值大于0.18且小于0.3，所述可调扇叶的厚度小于或等于所述中部隔板的厚度，所述可调扇叶的最大张开角度小于或等于20°。
8.一种基于权利要求1-7中任意一个所述第二喉道的试验段马赫数控制方法，其特征在于，所述方法包括：
步骤1：基于试验段马赫数和试验段面积计算获得第二喉道所对应的节流面积；
步骤2：根据节流面积确定出收缩段、平直段和扩张段的位置；
步骤3：调整可调扇叶的张开角度，调整后可调扇叶与收缩段、平直段和扩张段所形成的最小净流通面积达到所述节流面积；
步骤4：风洞进行吹风测试，得到与试验段所需马赫数对应的实际马赫数；
步骤5：调节可调扇叶的张开角度对试验段的马赫数进行控制。
9.根据权利要求8所述的试验段马赫数控制方法，其特征在于，所述步骤1采用以下公式计算获得第二喉道所对应的节流面积：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE002
为试验段面积；
Figure DEST_PATH_IMAGE003
为第二喉道马赫数达到第一阈值时所对应的截面积；
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为常数，Ma为试验段马赫数。
CN202211124195.1A 2022-09-15 2022-09-15 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法 Active CN115219147B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211124195.1A CN115219147B (zh) 2022-09-15 2022-09-15 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211124195.1A CN115219147B (zh) 2022-09-15 2022-09-15 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115219147A CN115219147A (zh) 2022-10-21
CN115219147B true CN115219147B (zh) 2022-11-18

Family

ID=83617768

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211124195.1A Active CN115219147B (zh) 2022-09-15 2022-09-15 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115219147B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115392062B (zh) * 2022-10-28 2023-01-03 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种超声速扩散段设计方法
CN116519255B (zh) * 2023-03-13 2023-09-08 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种用于连续式跨声速风洞的马赫数精确控制系统及方法
CN116358825A (zh) * 2023-05-26 2023-06-30 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种连续式风洞马赫数微调机构及调节方法
CN117073966B (zh) * 2023-10-18 2024-01-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种暂冲式三声速风洞布局结构

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB486284A (en) * 1937-10-23 1938-06-01 Horace Edward Dall Improvements in chimney and ventilating shaft tops and terminals, and like ventilators
JP2003065891A (ja) * 2001-08-24 2003-03-05 National Aerospace Laboratory Of Japan 回流式超音速風洞における風路内圧力変動低減方法及びその装置
US7401505B1 (en) * 2007-01-09 2008-07-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Low cost wind tunnel for supersonic and hypersonic aerothermal testing
JP2010243400A (ja) * 2009-04-08 2010-10-28 Japan Aerospace Exploration Agency 亜音速半裁模型風洞試験における船台支持干渉修正法
CN107013332A (zh) * 2017-02-17 2017-08-04 北京动力机械研究所 一种可调进气道
CN107023395A (zh) * 2017-06-07 2017-08-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法
CN206526609U (zh) * 2017-02-22 2017-09-29 周拜豪 双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置
CN107701312A (zh) * 2017-11-10 2018-02-16 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速发动机
CN108181080A (zh) * 2017-12-29 2018-06-19 中国航天空气动力技术研究院 一种亚跨超风洞扩压段调节片的位置反馈与保护装置
CN110129105A (zh) * 2018-11-28 2019-08-16 陆庆飞 一种超音速液化和螺旋流动分离装置
CN111426445A (zh) * 2020-04-23 2020-07-17 空气动力学国家重点实验室 一种路德维希管风洞及其扩展高马赫数方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110617117B (zh) * 2019-08-02 2022-04-08 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种涡轮导向器喉道面积调节方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB486284A (en) * 1937-10-23 1938-06-01 Horace Edward Dall Improvements in chimney and ventilating shaft tops and terminals, and like ventilators
JP2003065891A (ja) * 2001-08-24 2003-03-05 National Aerospace Laboratory Of Japan 回流式超音速風洞における風路内圧力変動低減方法及びその装置
US7401505B1 (en) * 2007-01-09 2008-07-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Low cost wind tunnel for supersonic and hypersonic aerothermal testing
JP2010243400A (ja) * 2009-04-08 2010-10-28 Japan Aerospace Exploration Agency 亜音速半裁模型風洞試験における船台支持干渉修正法
CN107013332A (zh) * 2017-02-17 2017-08-04 北京动力机械研究所 一种可调进气道
CN206526609U (zh) * 2017-02-22 2017-09-29 周拜豪 双喉道超声速低温螺旋流动气体分离装置
CN107023395A (zh) * 2017-06-07 2017-08-08 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法
CN107701312A (zh) * 2017-11-10 2018-02-16 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种高超声速发动机
CN108181080A (zh) * 2017-12-29 2018-06-19 中国航天空气动力技术研究院 一种亚跨超风洞扩压段调节片的位置反馈与保护装置
CN110129105A (zh) * 2018-11-28 2019-08-16 陆庆飞 一种超音速液化和螺旋流动分离装置
CN111426445A (zh) * 2020-04-23 2020-07-17 空气动力学国家重点实验室 一种路德维希管风洞及其扩展高马赫数方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN115219147A (zh) 2022-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115219147B (zh) 一种可调扇叶式第二喉道及试验段马赫数控制方法
US10480454B2 (en) Bleed flow duct for a turbomachine comprising a passively actuated variable cross section VBV grating
US3664612A (en) Aircraft engine variable highlight inlet
CN107554802B (zh) 一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道
EP0799982B1 (en) Internal compression supersonic engine inlet
CN107575309A (zh) 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法
CN110159434A (zh) 一种进气道可调装置和方法
CN103748337A (zh) 可调整的超音速进气道
CN108590860B (zh) 单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法
CN111487029B (zh) 流量精确控制的高速风洞进气道节流锥及试验节流装置
GB2073325A (en) Gas turbine aircraft engine air intake
CN110186688A (zh) 孔槽结构抽吸式跨声速平面叶栅涡轮试验台叶栅弯曲尾板
CN104114857A (zh) 具有定形失速栅或偏流器的风轮机叶片
US10183737B2 (en) High lift system for an aircraft
WO2021147498A1 (zh) 消旋器、混流风机和空调器
CN114383802B (zh) 一种双圆弧风洞拐角导流片气动优化方法、导流片及风洞
CN111120417A (zh) 消旋器、混流风机和空调器
CN109386381B (zh) 分流环设计方法
CN116992574A (zh) 一种基于特征参数的圆弧型拐角导流片翼型设计方法
CN103797229B (zh) 用于调整超音速进气道的方法
CN115062438A (zh) 一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法
CN110043484A (zh) 基于周向涡量通流设计的双级高负荷风扇设计方法
CN113076610A (zh) 一种二元可调进气道的设计方法
US8215916B2 (en) Axial flow fan
CN115659705B (zh) 一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道

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