CN117054037B - 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置 - Google Patents

一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN117054037B
CN117054037B CN202311318257.7A CN202311318257A CN117054037B CN 117054037 B CN117054037 B CN 117054037B CN 202311318257 A CN202311318257 A CN 202311318257A CN 117054037 B CN117054037 B CN 117054037B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rectifying
hanger
cover plate
nacelle
wind tunnel
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
CN202311318257.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117054037A (zh
Inventor
王万波
潘家鑫
覃晨
唐坤
于文涛
李超群
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.)
Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Original Assignee
Low Speed Aerodynamics 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 Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center filed Critical Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority to CN202311318257.7A priority Critical patent/CN117054037B/zh
Publication of CN117054037A publication Critical patent/CN117054037A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117054037B publication Critical patent/CN117054037B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • 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
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • 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

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及流动控制技术领域，公开了一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，包括：混合翼身布局风洞试验模型、与混合翼身布局风洞试验模型连接的整流挂架支撑块、与整流挂架支撑块连接的整流挂架侧盖板；分别与整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板连接的的整流挂架垫块；电涵道风扇、与整流挂架垫块连接的短舱下盖板；整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板、整流挂架垫块、短舱下盖板装配后组成一个连续的腔体通道，电涵道风扇电缆通过该腔体通道伸入混合翼身布局风洞试验模型内部。本发明解决了现有技术存在的在模拟真实飞机短舱和挂架外形、调整短舱空间位置上存在一些困难和局限性等问题。

Description

一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置
技术领域
本发明涉及流动控制技术领域，具体是一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置。
背景技术
边界层吸入（Boundary Layer Ingestion,BLI）是指大量的机身或机翼边界层进入进气道（厚度可能高达进气道入口高度的30%），并流经风扇，成为发动机的工质，参与做功而产生推力。在航空飞行器上，BLI推进系统常采用埋入式发动机，并将进气道、发动机安装在机翼或机身的后部，以尽量吸取较厚的边界层。相比于传统推进系统，BLI推进系统具有进一步降低飞机阻力、降低发动机需用功率、提高发动机推进效率、降低发动机耗油率的潜力。
边界层吸入技术（BLI）并不是一种新概念，它早已被用于鱼雷和船舶螺旋桨的设计中。因为船舶螺旋桨是浸没在移动速度较慢的边界层流中，没有多余的动能被浪费，所以只需用更少的能量就能实现相同的推力，同时推进器会给尾迹注入新的能量，能进一步减少阻力，所以BLI的效果非常明显。
常见的航空飞行器大多采用涡轮风扇或涡轮喷气发动机为动力，而风扇/压气机对上游流动的畸变非常敏感，畸变会造成风扇/压气机效率和稳定工作裕度下降、带来非定常载荷，进一步导致发动机推力下降、耗油率上升甚至风扇/压气机叶片损坏。所以在航空飞行器的设计中，需要避免因进气道吸入机身或机翼边界层而带来的流场畸变，民用客机普遍采用翼吊/尾吊短舱的布局方式，将发动机短舱置于远离机身处以避免吸入边界层。对侦察作战类飞机而言，需要减小迎风面积以减小阻力和雷达散射面积，发动机一般会紧靠机身，所采用边界层隔道或者鼓包来排除边界层。即使对于部分采用埋入式发动机的航空飞行器，进气道内部也设置了排气隔道以吸除边界层，机身边界层并未真正通过风扇进入发动机，或仅有少量边界层进入发动机。
近年来在民用航空领域飞机和发动机的设计逐步精细化，在传统气动布局和发动机架构下，系统性能已经趋近极限。设计者开始考虑在发动机和飞机的集成上获取效益，希望通过更加紧凑的机身/推进系统集成方案来进一步降低阻力和耗油率，在这一背景下，边界层吸入式推进系统逐步进入研究者的视野。
但现有的边界层吸入风洞试验技术存在以下问题：
1.通气管路暴露在风洞中：常用的通气短舱试验技术需要将通气管路暴露在风洞中，这与真实飞机的情况存在较大差别。在真实的飞行环境中，通气系统往往是内置在飞机结构中的，因此在边界层吸入风洞试验中，暴露的通气管路可能会对气动性能产生影响，导致试验结果与真实情况存在偏差。
2.飞机短舱和挂架外形模拟难度大：传统的边界层吸入风洞试验技术难以较为真实地模拟飞机短舱和挂架的外形。由于边界层吸入风洞试验往往需要使用简化的模型来代替真实飞机，这样可能无法完全还原飞机短舱的外形特征，从而影响试验结果的准确性。
3.短舱空间位置调整困难：常规的边界层吸入风洞试验技术往往无法实现局部零件的更换来改变短舱空间位置的功能。这意味着在试验过程中，如果需要调整短舱的空间位置，可能需要重新设计和制造新的模型或部件，增加了试验的复杂度和成本。
发明内容
为克服现有技术的不足，本发明提供了一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，解决现有技术存在的在模拟真实飞机短舱和挂架外形、调整短舱空间位置上存在一些困难和局限性等问题。
本发明解决上述问题所采用的技术方案是：
一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，包括：
混合翼身布局风洞试验模型、与混合翼身布局风洞试验模型连接的整流挂架支撑块、与整流挂架支撑块连接的整流挂架侧盖板；
分别与整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板连接的的整流挂架垫块；
电涵道风扇、与整流挂架垫块连接的短舱下盖板；
整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板、整流挂架垫块、短舱下盖板装配后组成一个连续的腔体通道，电涵道风扇电缆通过该腔体通道伸入混合翼身布局风洞试验模型内部。
作为一种优选的技术方案，短舱下盖板与整流挂架支撑块或整流挂架垫块连接。
作为一种优选的技术方案，短舱下盖板上设有中空的定位凸台，定位凸台与整流挂架支撑块或整流挂架垫块嵌套连接。
作为一种优选的技术方案，电涵道风扇通过螺栓固定在短舱下盖板上。
作为一种优选的技术方案，还包括设于电涵道风扇远离短舱下盖板一侧的短舱上盖板。
作为一种优选的技术方案，短舱上盖板上设有安装凸台，安装凸台与短舱下盖板连接。
作为一种优选的技术方案，整流挂架支撑块安装在飞机表面的位置为控制变量，改变整流挂架支撑块安装在飞机表面的位置能控制边界层吸入参数。
作为一种优选的技术方案，整流挂架垫块的上表面与短舱下盖板的下表面贴合，整流挂架垫块的下表面与整流挂架支撑块的上表面贴合。
作为一种优选的技术方案，混合翼身布局风洞试验模型、整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板、整流挂架垫块、电涵道风扇的工质为金属。
作为一种优选的技术方案，短舱下盖板、短舱上盖板的工质为树脂。
本发明相比于现有技术，具有以下有益效果：
（1）较为真实地模拟飞机短舱和挂架的外形：该技术方案能够更准确地还原飞机短舱和挂架的外形特征。通过采用先进的设计和制造技术，模型能够更真实地模拟出飞机短舱和挂架的形状、曲面等细节，内部电缆走线也减少了对风洞中流场的影响，使得试验结果更加准确可信。
（2）实现短舱空间位置的改变：该技术方案通过仅更换局部零件，可以有效地改变短舱的空间位置。传统的边界层吸入风洞试验技术往往需要重新设计和制造新的模型或部件来调整短舱的位置，而该技术可以通过更换局部零件来实现这一目标，降低了试验的复杂度和成本。
（3）这些技术效果的实现使得边界层吸入风洞试验更加接近真实飞机的情况，提高了试验的可靠性和准确性。同时，该技术方案还具备灵活性，可以根据需要对短舱空间位置进行调整，适应不同的试验需求，为飞机设计和性能研究提供了更加可靠的工具和方法。
附图说明
图1为本发明一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置的构造图；
图2为不同位置处的整流挂架支撑块示意图；
图3为整流挂架支撑块、整流挂架侧盖板和整流挂架垫块示意图；
图4为短舱下盖板、短舱上盖板和电涵道风扇示意图；
图5为本发明一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置的电缆走线示意图；
图6为本发明一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置的功能实现流程图；
图7为本发明一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置的最终效果示意图。
附图中标记及其相应的名称：1、混合翼身布局风洞试验模型，2、整流挂架支撑块，3、整流挂架侧盖板，4、整流挂架垫块，5、短舱下盖板，6、短舱上盖板，7、电涵道风扇，51、定位凸台，61、安装凸台。
具体实施方式
下面结合实施例及附图，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
如图1至图7所示，针对现有技术存在的问题，提供一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，利用涵道风扇模拟飞机发动机动力，利用整流罩挂架（整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4共同构成整流挂架）、短舱上盖板6、短舱下盖板5研究边界层吸入重要参数。
本发明公开一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，包括混合翼身布局风洞试验模型1，整流挂架支撑块2，整流挂架侧盖板3，整流挂架垫块4，短舱下盖板5，短舱上盖板6，电涵道风扇7。
该装置用于实现将边界层吸入技术应用在混合翼身布局飞机风洞试验全过程，通过将电涵道风扇7加装到短舱外形的短舱上盖板6、短舱下盖板5内实现与真实飞机发动机近似的气动外形和动力模拟，通过整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4实现短舱在几何空间内的位置移动，进而研究边界层技术应用在混合翼身布局飞机上的重要参数。该装置具有结构简单、刚强度可靠、安装维护方便等优点，可用于针对混合翼身布局的动力增升、流动控制等领域。
一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，包括混合翼身布局风洞试验模型1、整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4、短舱下盖板5、短舱上盖板6、电涵道风扇7；整流挂架支撑块2与混合翼身布局风洞试验模型1固连，整流挂架支撑块2与整流挂架侧盖板3连接，整流挂架垫块4与整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3固连，短舱下盖板5、短舱上盖板6、电涵道风扇7三者装配完成后固定在整流挂架支撑块2或整流挂架垫块4。
优选的，3个不同位置（实际位置数不限于3个）处的整流挂架支撑块2表面与安装处的飞机表面紧密贴合，整流挂架支撑块2安装在飞机表面的位置为控制变量，不同位置处的整流挂架支撑块2暴露在外部的整流形状统一。整流挂架支撑块2安装在飞机表面的位置被设定为一个控制变量，并且不同位置处的整流挂架支撑块2需要具有相同的整流形状。
这意味着在进行试验时，整流挂架支撑块2的位置可以被改变，而整流挂架支撑块2本身的形状在不同位置上是统一的。这种设计允许研究人员单独控制整流挂架支撑块2的位置，以便研究其对飞机空气动力学性能的影响。
整流挂架支撑块2的整流形状统一意味着无论它们的位置如何变化，其表面的形状和轮廓都将保持不变。这样可以确保试验中只有位置变化，而整流挂架支撑块2的形状不会引入其他变量，使得研究结果更加准确可靠。
通过使用此设计，研究人员可以分析整流挂架支撑块2在不同位置上的影响，例如对飞机气动性能、流场特性、阻力和升力等方面的影响。这种精确控制和统一形状的设计方案可以提高试验的可重复性和对比性，并使研究人员能够更好地理解整流挂架支撑块2在不同位置上的作用。
优选的，同一整流挂架侧盖板3适用于3处不同位置的整流挂架支撑块2，装配后其中空的结构用于电涵道风扇7的电缆走线。
优选的，整流挂架垫块4安装在装配完成后的整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3之上，整流挂架垫块4上下表面保持一致，且与短舱下盖板5表面紧密贴合。具体地，整流挂架垫块4的上表面与短舱下盖板5的下表面紧密贴合，整流挂架垫块4的下表面与整流挂架支撑块2的上表面紧密贴合。整流挂架垫块4安装在已经装配完成的整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3之上。整流挂架垫块4的上下表面保持一致，并且与短舱下盖板5表面紧密贴合。这种设计使得在去除整流挂架垫块4后，短舱下盖板5可以直接安装在已经装配完成的整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板之上。
具体来说，整流挂架垫块4被安装在整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3之间，并且与它们的表面保持一致。这意味着整流挂架垫块4的上下表面形状和轮廓与整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3相匹配，以确保它们之间的紧密贴合。
通过这种设计，整流挂架垫块4提供了一个平坦、稳固的安装平台，使得短舱下盖板可以直接安装在整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3之上。这样一来，在需要去除整流挂架垫块4时，只需将短舱下盖板5直接安装在整流挂架支撑块2和整流挂架侧盖板3上即可。
这种设计为飞机的装配提供了便利性和效率，同时确保了整流挂架的稳定性和功能性。整流挂架垫块4的存在使得在需要进行维修、更换或其他操作时，短舱下盖板可以方便地进行拆卸和安装。
优选的，电涵道风扇7通过螺栓固定在短舱下盖板5上，短舱下盖板5伸出中空的定位凸台51与整流挂架支撑块2或整流挂架垫块4嵌套，也可增加连接强度。
优选的，短舱上盖板6伸出矩形凸台（安装凸台61）用于安装定位，且增加短舱上盖板6与短舱下盖板5的连接刚强度。
实施例2
如图1至图7所示，作为实施例1的进一步优化，在实施例1的基础上，本实施例还包括以下技术特征：
一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置实施例如图所示，主要由混合翼身布局风洞试验模型1、整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4、短舱下盖板5、短舱上盖板6、电涵道风扇7构成。其中混合翼身布局风洞试验模型1、整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4和电涵道风扇7工质为金属，短舱下盖板5和短舱上盖板6工质为树脂。如图6所示，试验过程中电涵道风扇7运行需要较高的功率输出，高压直流电源输出400V电压到特制高压电调，高压电调分别连接电涵道风扇7和接收机，通过遥控器可控制电涵道风扇7的输入电流。电涵道风扇7与短舱下盖板5、短舱上盖板6装配完成短舱气动外形模拟，电涵道风扇7运行工作完成发动机动力模拟。改变整流挂架位置进而研究边界层吸入参数。
为减少电涵道风扇7电缆对试验模型气动外形的干扰，整流挂架支撑块2、整流挂架侧盖板3、整流挂架垫块4、短舱下盖板5装配后组成一个连续的腔体通道，电涵道风扇7电缆通过该腔体通道伸入模型内部，完成与特制高压电调的连接，如图5所示。
图7为本发明的最终装配示意图，可用于针对混合翼身布局飞机的边界层吸入技术研究。
可以看出，传统的边界层吸入风洞试验技术在模拟真实飞机短舱和挂架外形、调整短舱空间位置上存在一些困难和局限性。相比之下，本发明提出的技术方案能够较为真实地模拟飞机短舱和挂架的外形，并且通过仅更换局部零件，实现短舱空间位置的改变，内部电缆走线也减少了对风洞中流场的影响，从而更好地满足边界层吸入风洞试验的要求。
本发明利用涵道风扇模拟飞机发动机动力，利用整流罩挂架和短舱上下盖板研究边界层吸入重要参数。该装置主要用在流动控制领域。
如上所述，可较好地实现本发明。
本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合和/或扩展、替换。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，包括：
混合翼身布局风洞试验模型（1）、与混合翼身布局风洞试验模型（1）连接的整流挂架支撑块（2）、与整流挂架支撑块（2）连接的整流挂架侧盖板（3）；
分别与整流挂架支撑块（2）、整流挂架侧盖板（3）连接的的整流挂架垫块（4）；
电涵道风扇（7）、与整流挂架垫块（4）连接的短舱下盖板（5）；
整流挂架支撑块（2）、整流挂架侧盖板（3）、整流挂架垫块（4）、短舱下盖板（5）装配后组成一个连续的腔体通道，电涵道风扇（7）电缆通过该腔体通道伸入混合翼身布局风洞试验模型（1）内部；
电涵道风扇（7）通过螺栓固定在短舱下盖板（5）上；
还包括设于电涵道风扇（7）远离短舱下盖板（5）一侧的短舱上盖板（6）。
2.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，短舱下盖板（5）与整流挂架支撑块（2）或整流挂架垫块（4）连接。
3.根据权利要求2所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，短舱下盖板（5）上设有中空的定位凸台（51），定位凸台（51）与整流挂架支撑块（2）或整流挂架垫块（4）嵌套连接。
4.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，短舱上盖板（6）上设有安装凸台（61），安装凸台（61）与短舱下盖板（5）连接。
5.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，整流挂架支撑块（2）安装在飞机表面的位置为控制变量，改变整流挂架支撑块（2）安装在飞机表面的位置能控制边界层吸入参数。
6.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，整流挂架垫块（4）的上表面与短舱下盖板（5）的下表面贴合，整流挂架垫块（4）的下表面与整流挂架支撑块（2）的上表面贴合。
7.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，混合翼身布局风洞试验模型（1）、整流挂架支撑块（2）、整流挂架侧盖板（3）、整流挂架垫块（4）、电涵道风扇（7）的工质为金属。
8.根据权利要求1所述的一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置，其特征在于，短舱下盖板（5）、短舱上盖板（6）的工质为树脂。
CN202311318257.7A 2023-10-12 2023-10-12 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置 Active CN117054037B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311318257.7A CN117054037B (zh) 2023-10-12 2023-10-12 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311318257.7A CN117054037B (zh) 2023-10-12 2023-10-12 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117054037A CN117054037A (zh) 2023-11-14
CN117054037B true CN117054037B (zh) 2023-12-29

Family

ID=88659429

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311318257.7A Active CN117054037B (zh) 2023-10-12 2023-10-12 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117054037B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1196203A (fr) * 1957-08-15 1959-11-23 Avro Aircraft Ltd Dispositif pour supporter un modèle dans un tunnel de soufflerie et pour distribuerdu fluide comprimé à ce modèle
CN102478451A (zh) * 2010-11-30 2012-05-30 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置
CN106507932B (zh) * 2012-12-31 2014-04-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种吸气式高超声速缩比模型设计方法
CN113291459A (zh) * 2021-07-27 2021-08-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法
CN113978697A (zh) * 2021-11-18 2022-01-28 中国航空研究院 一种液氢燃料超远程翼身融合布局运输飞机及运行方法
CN115127822A (zh) * 2022-04-14 2022-09-30 北京航空航天大学 一种进气道实验装置
CN115583335A (zh) * 2021-07-05 2023-01-10 中国航发商用航空发动机有限责任公司 减损装置、边界层吸入风扇和飞行器
CN116448374A (zh) * 2023-06-15 2023-07-18 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11584513B2 (en) * 2020-03-23 2023-02-21 The Boeing Company Open rotor boundary layer ingestion booster

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1196203A (fr) * 1957-08-15 1959-11-23 Avro Aircraft Ltd Dispositif pour supporter un modèle dans un tunnel de soufflerie et pour distribuerdu fluide comprimé à ce modèle
CN102478451A (zh) * 2010-11-30 2012-05-30 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置
CN106507932B (zh) * 2012-12-31 2014-04-09 中国人民解放军国防科学技术大学 一种吸气式高超声速缩比模型设计方法
CN115583335A (zh) * 2021-07-05 2023-01-10 中国航发商用航空发动机有限责任公司 减损装置、边界层吸入风扇和飞行器
CN113291459A (zh) * 2021-07-27 2021-08-24 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种分布式涵道风扇高升力系统及其使用方法
CN113978697A (zh) * 2021-11-18 2022-01-28 中国航空研究院 一种液氢燃料超远程翼身融合布局运输飞机及运行方法
CN115127822A (zh) * 2022-04-14 2022-09-30 北京航空航天大学 一种进气道实验装置
CN116448374A (zh) * 2023-06-15 2023-07-18 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
An altitude capable rig for studying engine inlet velocity profile effects: Boundary layer generator;Rasimarzabadi, F等;AERONAUTICAL JOURNAL;第126卷(第1302期);第1430-1446页 *
BLI进气道流动特性的地面模拟方法和初步实验研究;宁乐;中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑(第03期);第C031-69页 *
机翼-机身-挂架-短舱复杂流场数值模拟;高正红;黄江涛;;应用力学学报(第04期);第747-751页 *
边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响;魏巍;任思源;达兴亚;;航空动力学报(第09期);第156-166页 *
边界层吸入跨声速复合掠型风扇气动性能研究;魏巍 等;推进技术;第42卷(第08期);第1815-1826页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN117054037A (zh) 2023-11-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Schmollgruber et al. Multidisciplinary design and performance of the ONERA hybrid electric distributed propulsion concept (DRAGON)
Marcus et al. Aerodynamic investigation of an over-the-wing propeller for distributed propulsion
CN110937129B (zh) 一种用于涡桨动力无人机飞行性能计算的推阻体系划分方法
Burston et al. Design principles and digital control of advanced distributed propulsion systems
US10538335B2 (en) Boundary layer ingestion integration into aft fuselage
Karpuk et al. Conceptual design trade study for an energy-efficient mid-range aircraft with novel technologies
CN106021648A (zh) 一种飞机二次能源的优化方法及评估系统
Schroijen et al. Propeller empennage interaction effects on the vertical tail design of multiengine aircraft
Orefice et al. Performance calculation for hybrid-electric aircraft integrating aero-propulsive interactions
Isikveren et al. Recent advances in airframe-propulsion concepts with distributed propulsion
CN117054037B (zh) 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置
Wick et al. Powered low speed testing of the hybrid wing body
Joels et al. Design, Analysis, and Testing of the Active Aeroelastic Aircraft Testbed (A3TB) Platform
CN114275156B (zh) 一种基于涵道风扇的推力矢量无人飞行器
Hill et al. Aerodynamic investigations of an advanced over-the-wing nacelle transport aircraft configuration
Sibilli et al. Numerical simulation of propulsion system integration for very high bypass ratio engines
Van Empelen et al. Effect of Engine Integration on a 4.6%-Scale Flying-V Subsonic Transport
Blaesser et al. Interference drag associated with engine locations for multidisciplinary design optimization
Xiao-li et al. A Review of Electric Propulsion for Air Vehicle Research
Prasannakumar et al. Suction System Design for Transonic HLFC Wing
Hood Design of the 6% Boeing High-Lift Common Research Model (CRM-HL)
CN210874092U (zh) 一种方便安装的环形航空器模型
Vouros et al. Impact of Boundary Layer Ingestion on the Performance of Propeller Systems for Hybrid Electric Aircraft
Wang et al. An Optimization Method for Improving Efficiency of Electric Propulsion System of Electric Seaplane
CN218463882U (zh) 一种用于涡桨飞机动力影响的发动机短舱

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