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公开(公告)号：CN118391140B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410841795.2
申请日：2024-06-27
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明涉及进气道调节机构设计领域，公开了用于进气道压缩和分流的一动双驱调节机构及调节方法，包括驱动电机，驱动电机的电机轴通过齿轮传动机构与差速器的传动轴垂直连接，差速器的左半轴通过联轴器一与进气道压缩调节机构连通，差速器的右半轴通过联轴器二与进气道分流调节机构连通。通过对压缩调节机构上的抱紧装置一和分流调节机构上的抱紧装置二进行抱紧或释放，分别对进气道压缩调节机构和分流调节机构的启动或抱死进行控制，从而实现对进气道的压缩调节和多通道分流调节。本发明通过进气道压缩和分流的一动双驱调节机构，解决了进气道压缩与分流这两套调节机构分立，导致总质量较大、占用过多飞行器内部空间引起燃油携带量减少的问题。
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公开(公告)号：CN116222956A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310488233.X
申请日：2023-05-04
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明提出了一种脉冲风洞大型串联式重载测力天平及工作方法，用于测量试验模型在风洞运行过程中产生的气动力载荷，包括：测力天平，测力天平包括至少3个测力天平子系统：测力天平子系统a、测力天平子系统b、测力天平子系统c，测力天平通过各测力天平子系统的浮动框连接试验模型，各测力天平子系统分别测量试验模型施加到各子系统浮动框上的气动力载荷，相邻的测力天平子系统之间设有子系统连接件，通过子系统连接件将各测力天平子系统依次串联起来。本发明解决了大尺寸、重载模型脉冲燃烧风洞测力难题，有力的支撑了试验模型机体推进一体化气动性能评估工作，为下一代更大口径的脉冲燃烧风洞试验技术奠定了基础。
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公开(公告)号：CN118815591A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411303673.4
申请日：2024-09-19
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种用于尖前缘进气道的高效传热主动冷却方法，涉及高速进气道设计领域，包括：(1)在尖前缘进气道内埋设冷却介质通道，包括冷却介质进口、流入汇流槽、流入通道、尖前缘冷却通道、流出通道、流出汇流槽、分流通道及冷却介质出口；(2)冷却介质从流入通道向流出通道流动，将进气道壁面的热量吸收并通过冷却介质出口排出到进气道外；(3)冷却介质从尖前缘冷却通道向流出通道流动，将进气道前缘高热流区的热量吸收并通过冷却介质出口排出到进气道外。本发明将冷却介质通道埋设于进气道壁面，解决了冷却机构的安装问题，使进气道内壁面的热量得到迅速转移，降低了进气道的结构重量，减小了进气道的气动阻力。
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公开(公告)号：CN118391140A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410841795.2
申请日：2024-06-27
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明涉及进气道调节机构设计领域，公开了用于进气道压缩和分流的一动双驱调节机构及调节方法，包括驱动电机，驱动电机的电机轴通过齿轮传动机构与差速器的传动轴垂直连接，差速器的左半轴通过联轴器一与进气道压缩调节机构连通，差速器的右半轴通过联轴器二与进气道分流调节机构连通。通过对压缩调节机构上的抱紧装置一和分流调节机构上的抱紧装置二进行抱紧或释放，分别对进气道压缩调节机构和分流调节机构的启动或抱死进行控制，从而实现对进气道的压缩调节和多通道分流调节。本发明通过进气道压缩和分流的一动双驱调节机构，解决了进气道压缩与分流这两套调节机构分立，导致总质量较大、占用过多飞行器内部空间引起燃油携带量减少的问题。
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公开(公告)号：CN116628898A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310916988.5
申请日：2023-07-25
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种基于密切方法的非对称双乘波构型设计方法，包括步骤：S1、根据设计指标采用特征线法获得第一轴对称曲面压缩外锥流场及激波面；S2、以S1的激波面为约束，利用特征线法获得第二轴对称曲面锥及第二轴对称曲面压缩外锥流场及激波面；S3、在后缘截面内构造双密切流场，为乘波体生成提供约束；S4、利用密切方法及流线追踪法得到上乘波体；S5、利用密切方法及流线追踪法得到下乘波体；S6、将上乘波体的自由流面和下乘波体的自由流面重合并对上乘波体和下乘波体进行装配，生成非对称双乘波构型。本发明可实现乘波机体激波面、升阻比、容积率、复杂流场结构的解耦设计，适用于新型滑翔类、吸气类飞行器设计。
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公开(公告)号：CN115493802B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202211458549.6
申请日：2022-11-18
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种机体推进一体模型内外流气动力解耦结构及工作安装方法，用于计算推进流道和机体气动力数据，包括：前体进气道、密封圈、试验模型框架及外蒙皮、发动机、测力天平、抱箍、柔性密封环；前体进气道和发动机二者之间在轴向上不刚性连接，二者之间在轴向上具有轴向间隙，柔性密封环连接于前体进气道和发动机之间，柔性密封环用于消除前体进气道和发动机在轴向上的间隙防止气流从轴向间隙漏出、并吸收前体进气道和发动机之间的轴向作用力；本发明实现机体推进一体模型内外流气动力解耦，彻底将推进流道气动力和机体气动力区分开，可得到完整的精确的推进流道气动力。
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公开(公告)号：CN114771862A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210304359.2
申请日：2022-03-26
IPC分类号： B64F5/00
摘要： 本发明公开了一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，涉及飞行器设计技术领域，其技术方案要点是：以多个基准圆锥流场基础，将飞行器布局构型沿着纵向进行分段设计，并根据功能分为前体、中心体和机翼，实现飞行器部件分段分块的模块化设计，且前体、中心体和机翼根据需求单独设计，供适应不同飞行需求。本发明以多个基准圆锥流场基础实现高超飞行器的多部件设计，不但可以保证飞行器具有传统乘波体性能，又能改变不同部件的设计参数，使得飞行器设计参数多样化且便于调整，可实现高超声速飞行器的分块设计加工，具有更好的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN116222956B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310488233.X
申请日：2023-05-04
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
IPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明提出了一种脉冲风洞大型串联式重载测力天平及工作方法，用于测量试验模型在风洞运行过程中产生的气动力载荷，包括：测力天平，测力天平包括至少3个测力天平子系统：测力天平子系统a、测力天平子系统b、测力天平子系统c，测力天平通过各测力天平子系统的浮动框连接试验模型，各测力天平子系统分别测量试验模型施加到各子系统浮动框上的气动力载荷，相邻的测力天平子系统之间设有子系统连接件，通过子系统连接件将各测力天平子系统依次串联起来。本发明解决了大尺寸、重载模型脉冲燃烧风洞测力难题，有力的支撑了试验模型机体推进一体化气动性能评估工作，为下一代更大口径的脉冲燃烧风洞试验技术奠定了基础。
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公开(公告)号：CN114750973A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210304413.3
申请日：2022-03-26
摘要： 本发明公开了一种吻切锥高超乘波前体纵向分段多级压缩设计方法，涉及高超声速飞行器进气道前体设计技术领域，其技术方案要点是：包括以下步骤：1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为第一级前缘线和多级边缘线；2)提取第一级压缩面截止曲线上点的所有流场参数，即得出第一级压缩面；3)采用流线追踪得到后一级压缩曲面；4)根据前后两级压缩的长度Li、Li+1和前一级压缩的流场参数得到后一级激波压缩角βi；5)调整不同吻切面内的激波角βi，使得激波角的变化连续。该设计方法针能够根据进气道的性能需求改变压缩级数、不同级的压缩强度以及不同级的压缩长度等，在高超声速飞行器的前体设计领域具有较大的应用潜力。
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公开(公告)号：CN117948204A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410125457.9
申请日：2024-01-30
申请人： 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种用于机体推进一体化进气道的流动控制方法，涉及机体推进一体化进气道技术领域，包括步骤：(1)在进气道内压缩段的压缩面上设置泄流通道，包括吸除孔、集气腔及排气通道；(2)流经泄流通道吸除孔的近壁面低能气流在内外压差作用下，经吸除孔、长方形集气腔、排气通道被排出到进气道外，从而提高进气道喉道的总压恢复；(3)当进气道不起动时，通过泄流通道吸除分离低能流，使进气道恢复起动；(4)当发动机反压前传至吸除孔时，通过吸除孔限制激波串上传，实现进发匹配；本发明具有固定几何设计、泄流通道短、布局结构紧凑的特点，解决了入口壅塞而出现进气道不起动、发动机熄火等问题，拓宽了发动机高性能稳定工作范围。
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