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公开(公告)号：CN112906161B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202110240899.4
申请日：2021-03-04
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开适应宽涵道比变化范围的分流段气动型面快速设计方法，属于变循环发动机技术领域，通过计算分流段型面的关键截面面积确定各关键截面的位置坐标，选定分流段型面的变化规律，生成内涵道型面和外涵道型面；内涵道型面连接分流段的进口和内涵道的出口，外涵道型面入口截取于内涵道。本发明科学合理，使用安全方便，解决了大涵道比变化范围的分流段型面设计难点，使分流段内外涵气流在全工况范围内均能保持较好的气动性能，为变循环发动机分流段的设计提供方法和思路；使用不同的分流段型面变化规律控制分流段型面，保证了分流段型面光滑，提高了设计分流段型面的质量和效率，也降低了人工设计曲线的工作量。
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公开(公告)号：CN111824431B
公开(公告)日：2021-10-26
申请号：CN202010739562.3
申请日：2020-07-28
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: B64D33/02 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，该前体为三维的山脊式压力分布的Bump型面，其生成步骤为：(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇；(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的Bump型面。本发明兼顾高效排移高超声速附面层、减小前体外部阻力，以及Bump中后部的流场均匀性，有利于布置高超声速进气道。
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公开(公告)号：CN111780949B
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202010663193.4
申请日：2020-07-10
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G01M9/06
Abstract: 发明公开一种基于CFD分析的高速进气道前体风洞实验总压修正方法，其特征在于包括如下步骤：(1)基于设计得到的前体/进气道气动构型，通过CFD数值模拟对前体/进气道流场进行划分，将高速流场分为自由流场区域、附面层区域和激波后区域，并确定各区域的几何位置；(2)设计风洞实验，制定实验测量方案，根据每个总压探针的几何位置，定位各总压探针所属的区域；(3)在风洞实验中，测得各总压探针所在点的压力值Pmeasured，(4)根据各总压探针所属的区域，分别对不同区域的总压探针测得的压力值Pmeasured进行修正，获得经修正的真实总压。利用本发明的总压修正方法，实现用常规探针完成对复杂高速流场的总压测量的目的。
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公开(公告)号：CN112443423A
公开(公告)日：2021-03-05
申请号：CN202011329529.X
申请日：2020-11-24
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种气驱动涵道风扇喷气推进动力系统，包括核心涡轮机、与核心涡轮机通过引气管相连的涵道风扇以及与涵道风扇同轴安装的叶尖涡轮，所述核心涡轮机排出气体传输至叶尖涡轮处，叶尖涡轮对气体膨胀做功，驱动涵道风扇旋转吸入空气产生推力，突破了常规大涵道比涡扇发动机的设计限制，使发动机涵道比大大增加，进一步发挥大涵道比涡扇发动机提高推进效率的基本原理，获得更低的油耗和更高动力输出，且能量源核心涡轮机与涵道风扇之间相连的引气管的作用，仅为气流通道无复杂的机械连接，可以根据飞行器设计需要将之顺势布置于机身和机翼内部，给予了飞行器更为灵活布局。
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公开(公告)号：CN106285946B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201610617122.4
申请日：2016-08-01
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 本发明是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转‑密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好。本发明优点：不仅在设计马赫数状态继承了内乘波进气道的优势，而且实现了保持内乘波式进气道技术优势与较为理想的几何变形能力，可以适用于宽广的马赫数范围，各种马赫数下都保持了内压缩型面的光顺、消除了角区流动；并在整个工作马赫数范围内具有流量捕获能力强、压缩效率高、总压恢复与动能效率水平高、外阻小等特点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN101699037B
公开(公告)日：2011-11-23
申请号：CN200910232890.8
申请日：2009-10-21
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D11/10
Abstract: 本发明涉及的是一种提高叶轮机效率的抑制叶尖泄漏流的方法及其逆向涡流发生器，抑制叶尖泄漏流的方法，其特征是将气流逆着泄漏流方向射出形成逆向旋流，抑制叶尖气流泄漏，所述的气流其出流角度30°～70°。优点：将气流高速射向泄漏流，产生逆向旋流，显著抑制了泄漏流，效果明显；逆向涡流发生器无需外接气源，省去了复杂管路的连接，减轻了发动机的重量并提高其可靠性；结构简单，加工和工程应用方便；适用范围广，可以应用在常规发动机和微型发动机领域，特别是针对微型发动机微小叶片表面，突破传统的泄漏流抑制方法的局限性，能有效抑制微型叶轮叶尖泄漏，提高叶轮效率。
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公开(公告)号：CN101699037A
公开(公告)日：2010-04-28
申请号：CN200910232890.8
申请日：2009-10-21
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D11/10
Abstract: 本发明涉及的是一种提高叶轮机效率的抑制叶尖泄漏流的方法及其逆向涡流发生器，抑制叶尖泄漏流的方法，其特征是将气流逆着泄漏流方向射出形成逆向旋流，抑制叶尖气流泄漏，所述的气流其出流角度30°～70°。优点：将气流高速射向泄漏流，产生逆向旋流，显著抑制了泄漏流，效果明显；逆向涡流发生器无需外接气源，省去了复杂管路的连接，减轻了发动机的重量并提高其可靠性；结构简单，加工和工程应用方便；适用范围广，可以应用在常规发动机和微型发动机领域，特别是针对微型发动机微小叶片表面，突破传统的泄漏流抑制方法的局限性，能有效抑制微型叶轮叶尖泄漏，提高叶轮效率。
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公开(公告)号：CN101446311A
公开(公告)日：2009-06-03
申请号：CN200810195408.3
申请日：2008-10-30
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及的是抑制压气机叶背分离的无源脉冲射流器，其结构包括引气口、脉冲射流喷口、固定缝栅、振动缝栅、压电驱动杆。其中，脉冲射流喷口位于叶片背风侧；吸气口位于叶盆面；两个缝栅及压电驱动杆位于引气口和喷口间的气路中，通过两个缝栅形成的通流或节流效果形成一定频率的脉冲射流，以此来减弱甚至消除叶背侧的气流分离。优点：本发明装置可以在叶背易于控制气流分离的敏感区生成射流速度足够大的脉冲射流，且适当频率的脉冲射流与分离区具有特定频率的涡结构发生相干作用后能够依靠很小的射流量就可以产生显著的控制分离的作用；这样基本可以不改变叶盆压力分布，也就不降低压气机扩压度；并且该射流器不需要外接气源，结构简单、体积重量小、长期工作可靠。
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公开(公告)号：CN101363452A
公开(公告)日：2009-02-11
申请号：CN200810196137.3
申请日：2008-09-16
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F04D29/44
Abstract: 本发明是保形通道式扩压器及其三维设计方法，其结构是周向周期性安置若干个保形设计的三维主通道，各主通道内后段设有分流叶片，相邻主通道间则形成整体的扩压器主叶片。设计方法是用一条中心线上若干位置处与当点切线垂直的截面外轮廓构成主通道，中心线扭转进行保形设计；沿程截面面积分布采用上凸型分布，主通道的沿程截面采用可削弱横向流动的气动优化形状；扩压器通道后段设置的分流叶片直接截取并减薄主叶片得到；设置分流叶片的周向位置。优点：改善扩压器内流动，减小流动损失，消除了现有扩压器分段部分的流动脱离和掺混损失；减小扩压减速流动过程中的损失；减少低能流体在角区的堆积；约束气流沿着叶片的走势流动，保持流动的顺畅。
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公开(公告)号：CN101105189A
公开(公告)日：2008-01-16
申请号：CN200710024377.0
申请日：2007-06-14
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明是微型压气机隔热式静子轮盘，其特征是压气机静子轮盘背部，采用双层隔热层结构。发动机微型化后，传热效应显著增强，大幅降低发动机性能，必须采取有效的隔热措施。压气机静子轮盘盘背，是主要受热部位，在此采用双层隔热结构，减少压气机出口因传热造成的温升，提升发动机性能。外隔热层选用金属薄膜，反射燃烧室部件的热辐射能量；主隔热层选用陶瓷纤维材料，阻止外界热量向压气机静子轮盘的传递。优点：双层隔热结构在不改变发动机结构的同时，显著提升了发动机的性能。该隔热式静子轮盘结构简单，易于实现，隔热效果明显。总的说来，本发明在保证压气机气动性能和发动机结构不变的情况下，大幅提升了压气机及发动机整机性能。
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