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公开(公告)号：CN112580222B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202011584124.0
申请日：2020-12-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/08
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，特别涉及一种解决尾椎烧蚀问题的喷管改进方法及系统。所述方法包括步骤S1、给定初始喷管出口半径R1；步骤S2、计算喉道与喷管出口的面积比；步骤S3、确定发动机喷管出口的马赫数；步骤S4、计算出发动机喷管出口静温；步骤S5、计算出发动机喷管出口静压比；步骤S6、计算发动机喷管的喷流扩张比；步骤S7、根据所述喷流扩张比确定喷流外边界，确定其是否与尾椎相交，若相交，则返回步骤S1，修改喷管出口半径R1，直至喷流外边界与尾椎不相交。本申请通过扩大喷管出口面积，降低喷管喷流边界膨胀角，使飞机尾椎处于喷流边界外，进而解决了发动机喷流烧蚀尾椎问题。(56)对比文件J. D. Quadros, et.al.Study of effectof flow parameters on base pressure in asuddenly expanded duct at supersonic machnumber regimes using CFD and design andexperiments《.Journal of applied fluidmechanics》.2018,第11卷(第2期),第483-496页.K. A. Pathan, et.al.Effect of nozzlepressure ratio and control jets locationto control base pressure in suddenlyexpanded flows《.Journal of applied fluidmechanics》.2019,第12卷(第4期),第1127-1135页.马婧雪.含安全边界的TBCC组合发动机控制研究《.中国优秀硕士学位论文全文数据库 (工程科技Ⅱ辑)》.2019,(第1期),第C031-575页.
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公开(公告)号：CN112763134A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202011606771.7
申请日：2020-12-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本申请属于发动机测试技术领域，特别涉及一种高精度的总压探头。主要包括总压探头罩、支座以及总压探头，其中，支座固定在被测设备上，总压探头罩为筒体结构，其一端固定在支座的内侧面上，另一端向被测设备内部延伸，且朝向被测设备内气流的来流方向，总压探头穿过支座上的通孔，一部分位于总压探头罩内，另一部分在支座的外侧面与测试设备连接，其中，总压探头罩的朝向被测设备内气流来流方向的一端设置有第一锥形孔，所述第一锥形孔自总压探头罩的端部向其内孔壁收缩；总压探头的位于总压探头罩的一端设置有第二锥形孔，所述第二锥形孔自总压探头的端部向其内孔壁收缩。本申请解决了普通总压探头测量角度范围小，精度低的问题。
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公开(公告)号：CN112580222A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011584124.0
申请日：2020-12-28
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F113/28 , G06F119/08
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，特别涉及一种解决尾椎烧蚀问题的喷管改进方法及系统。所述方法包括步骤S1、给定初始喷管出口半径R1；步骤S2、计算喉道与喷管出口的面积比；步骤S3、确定发动机喷管出口的马赫数；步骤S4、计算出发动机喷管出口静温；步骤S5、计算出发动机喷管出口静压比；步骤S6、计算发动机喷管的喷流扩张比；步骤S7、根据所述喷流扩张比确定喷流外边界，确定其是否与尾椎相交，若相交，则返回步骤S1，修改喷管出口半径R1，直至喷流外边界与尾椎不相交。本申请通过扩大喷管出口面积，降低喷管喷流边界膨胀角，使飞机尾椎处于喷流边界外，进而解决了发动机喷流烧蚀尾椎问题。
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公开(公告)号：CN118457908A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410632299.6
申请日：2024-05-21
申请人： 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本申请属于飞机射流矢量设计技术领域，具体涉及一种飞机舵面推矢复合下俯控制结构及其方法，其中，飞机舵面推矢复合下俯控制结构，包括：两个平尾，连接在机体尾部尾梁两侧；射流矢量喷管，设置在机体尾部后端，进口连接在飞机上发动机上，其上具有前部喉道、后部喉道、环形凹腔，其中，前部喉道处在射流矢量喷管中间偏后位置，后部喉道处在射流矢量喷管出口处，环形凹腔处在前部喉道、后部喉道之间；次流注入通道，其上设置有次流注入控制阀门，进口连通高压储气罐或发动机压气机流道，出口连接在射流矢量喷管上，且其出口处在环形凹腔之前，并前向倾斜，以及处在射流矢量喷管下方。
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