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公开(公告)号：CN114896709B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202210829737.9
申请日：2022-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，涉及空气动力学内外流耦合设计领域，包括步骤：(1)二元平面基准流场设计；(2)构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位；(3)根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；(4)生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。本发明填补了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道设计空白。
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公开(公告)号：CN118481840A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410661606.3
申请日：2024-05-27
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种激波诱导湍流混合增强燃烧智能调控方法及系统，其方法包括以下步骤：S1、通过CFD数值模拟和地面风洞实验，确定脉冲喷注参数范围；S2、在脉冲喷注参数范围内，构建燃烧室性能数据库；S3、根据燃烧室性能数据库，确定燃烧室最优控制模型；S4、根据燃烧室最优控制模型，确定最优脉冲喷注参数，完成智能调控。本发明通过引入全系数自适应控制来控制燃料喷注装置，一定程度克服了高温和高压下燃油喷注器增益变化而导致的控制失效的问题；同时，实时推理出使燃烧室性能最优的脉冲喷注参数，从而使吸气式发动机能更好的面对不断变化的飞行条件，在全飞行状态下，燃烧室性能达到最优。
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公开(公告)号：CN114492187B
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202210085953.7
申请日：2022-01-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种基于仿人自抗扰的超声速燃烧室脉冲喷注控制方法及系统，通过构建超燃冲压发动机燃烧室多目标性能指标的智能预测模型，高效高精度预测燃烧室的推力及总压损失，并通过多目标优化方法，在全包线、全域、全寿命周期内，实时更新满足当前条件下最优性能指标的脉冲喷注的主要调控参数，并通过仿人自抗扰控制算法，对脉冲喷注的参数进行自抗扰控制，在复杂非线性系统及外部环境不确定等因素下，使油气分布可控，进而提升燃烧组织的智能化水平。
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公开(公告)号：CN119197978A
公开(公告)日：2024-12-27
申请号：CN202411745706.0
申请日：2024-12-02
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明涉及风洞喷气试验技术领域，特别是涉及一种针对边界层喷气控制转捩试验的喷注装置，包括：安装于风洞内部的试验模型和风洞外部的喷注系统；试验模型上固定驻室和绝压传感器，喷注系统包括储气罐、气源，储气罐通过依次气源管与气源连接；储气罐通过喷气管穿过风洞洞壁连接驻室，储气罐还通过减压管穿过风洞洞壁连通至风洞内部的风洞流场；本发明利用风洞运行前抽真空的过程，排出喷注系统内的余气使其接近真空状态，然后通过可拆卸气源将气体注入储气罐，并随之放气减压至喷注所需滞止压力，相比于直接采用风洞现有的供气系统相比，可以提供接近真空状态2000Pa的超低压气源；实现对喷注压力的精确控制。
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公开(公告)号：CN116293802B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202310241738.6
申请日：2023-03-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明属于喷气推进装置的技术领域，公开了基于激波系点火和回流稳焰的超燃冲压发动机燃烧室，燃烧室包括设置在燃烧室壁面的燃料喷孔和位于燃烧室上下两侧的多个激波发生器，多个所述激波发生器间隔设置在燃烧室内部的上下两侧，所有的所述激波发生器与燃烧室内壁的夹角和间隔距离满足：从来流方向的上一个所述激波发生器所产生的激波刚好达到下一个激波发生器的底部。本发明解决了现有技术中没有能够实现可靠点火和稳定燃烧的高马赫数超燃冲压发动机燃烧室的问题，适用于高超声速流动条件下燃烧室的稳定点火燃烧。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114896709A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210829737.9
申请日：2022-07-15
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，涉及空气动力学内外流耦合设计领域，包括步骤：(1)二元平面基准流场设计；(2)构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位；(3)根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；(4)生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。本发明填补了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道设计空白。
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公开(公告)号：CN114528769A
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN202210180557.2
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/27 , G06K9/62 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06V20/10 , G06V10/764 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种超燃冲压发动机燃烧模态智能监测方法及系统，应用多种传感器测量获取的超燃冲压发动机壁面压力数据与图像数据；结合壁面压力数据、隔离段流场结构及燃烧室马赫数分布，形成燃烧模态判定准则，将燃烧模态分为超燃模态、亚燃模态和混合模态；基于燃烧模态判定准则构建燃烧场压力图像数据集，采用深度学习自注意力识别网络，判断燃烧模态，建立基于多信息融合的数据驱动高动态燃烧模态监测与分析方法，避免传统的仅使用单一压力数据造成的信息不足问题；本发明采用多个传感器、CPU平台、GPU平台，搭建超燃冲压发动机燃烧模态智能监测系统，运行超燃冲压发动机燃烧模态智能监测算法，实时检测燃烧模态。
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公开(公告)号：CN114462319A
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202210181567.8
申请日：2022-02-25
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N7/08 , G06N20/00 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供一种航空发动机燃烧性能主动调控方法及预测模型，包括步骤：S1、针对航空发动机燃烧室结合燃烧组织方法，选择燃油分级、燃烧空气分区的分区分级燃烧方式；S2、结合试验数据的一维预测模型、三维两相数值仿真方法，进行燃烧室试验和计算数据的生成与修正，得到数据集；S3、依据得到的数据集，建立基于多项式混沌克里金模型的燃烧室性能参数预测模型；S4、基于所建立的燃烧室性能参数预测模型，针对航空发动机分级比参数，结合以深度确定性策略梯度DDPG算法为核心的强化学习，训练强化学习智能体，得到最优调控规律；本发明可实时预测燃烧性能，并主动调控油气分布和燃烧流场，保证燃烧室处于综合性能最优状态。
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公开(公告)号：CN118536420A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410521858.6
申请日：2024-04-28
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种宽域内转式进气道非定常流场智能重构方法及系统，属于超声速流动技术领域，其方法包括以下步骤：S1、在不同马赫数下，对二维内转式进气道进行CFD数值模拟，得到不同马赫数对应的数据集；S2、对不同马赫数对应的数据集进行预处理；S3、输出预测流场；S4、生成激波边界层分离点位置检测数据集；S5、输出预测激波边界层分离点位置；S6、将预测流场和预测激波边界层分离点位进行可视化展示。本发明实现流场和激波边界层分离点位置可视化，对于增进进气道起动能力、促进进气道设计优化以及保证发动机稳定运行具有重要意义。
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公开(公告)号：CN116293802A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310241738.6
申请日：2023-03-14
Applicant: 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
Abstract: 本发明属于喷气推进装置的技术领域，公开了基于激波系点火和回流稳焰的超燃冲压发动机燃烧室，燃烧室包括设置在燃烧室壁面的燃料喷孔和位于燃烧室上下两侧的多个激波发生器，多个所述激波发生器间隔设置在燃烧室内部的上下两侧，所有的所述激波发生器与燃烧室内壁的夹角和间隔距离满足：从来流方向的上一个所述激波发生器所产生的激波刚好达到下一个激波发生器的底部。本发明解决了现有技术中没有能够实现可靠点火和稳定燃烧的高马赫数超燃冲压发动机燃烧室的问题，适用于高超声速流动条件下燃烧室的稳定点火燃烧。
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