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公开(公告)号：CN118783137A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202411143501.5
申请日：2024-08-20
申请人： 北京昊测科技有限公司 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种基于极化转换寄生单元的紧耦合天线阵列，包括由上至下依次设置的天线辐射层、介质支撑层（3）、吸波层（4）和载体平台金属面（5）；所述天线辐射层包含多个构成二维均匀平面阵的天线辐射单元（1），且天线辐射单元（1）在构成二维均匀平面阵时预留有阵列间隙，所述阵列间隙中加载有极化转换寄生单元（2）。本发明对紧耦合天线阵列的辐射体进行同层嵌入式加载，解决了低散射紧耦合阵列在设计过程中散射抑制、阵列增益与物理尺寸难以兼容的问题。
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公开(公告)号：CN118572371A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410826685.9
申请日：2024-06-25
申请人： 北京昊测科技有限公司 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种共相心的柔性缝隙型辐射面天线，包括辐射层（1）、金属地板（2），以及设置于辐射层（1）与金属地板（2）之间的介质层（3）；所述辐射层（1）包括多个单元辐射面（4），每一个所述单元辐射面（4）上设置有四条领结形开槽（5）；每一条领结形开槽均由两个条形缝隙构成，且两个条形缝隙交汇于单元辐射面（4）的正中心；每一条领结形开槽的两个条形缝隙之间均设置有馈电点（6）。本发明具有重合且固定的相位中心，易于进行极化合成。
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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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