CN112035952B - 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 - Google Patents
一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112035952B CN112035952B CN202010847794.0A CN202010847794A CN112035952B CN 112035952 B CN112035952 B CN 112035952B CN 202010847794 A CN202010847794 A CN 202010847794A CN 112035952 B CN112035952 B CN 112035952B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- nozzle
- outflow
- wall surface
- experimental device
- section
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 42
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 34
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 11
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 10
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 6
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 claims description 6
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 3
- 230000008030 elimination Effects 0.000 claims description 3
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 claims description 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 abstract description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 4
- 102100040255 Tubulin-specific chaperone C Human genes 0.000 description 3
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 3
- 108010093459 tubulin-specific chaperone C Proteins 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
- G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
- G06F2111/04—Constraint-based CAD
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
- G06F2111/10—Numerical modelling
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/08—Fluids
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/28—Fuselage, exterior or interior
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Algebra (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明公开了一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法。该方法采用特征线法设计出特定飞行马赫数下外流喷管子午面的初始型线，然后通过调整外流道对称因子G和喉道高度h得到符合要求的外流道非对称喷管子午面型线，并进一步得到外流道三维模型，最后设计外流稳压段和周向分布式进气段。本设计方法利用特征线法设计出外流通道，可以较大程度上利用原有实验组件，方法简单、程序易于实现，可设计不同马赫数下的外流道型面。采用本设计方法产生的超声速气流不存在膨胀波和激波，且流动参数均匀，能够在保证经济性的前提下准确模拟出飞行器的外流环境，为开展飞行器高空飞行工况的内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验装置设计方法。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动实验领域，尤其是一种可模拟外流实验装置的设计方法。
背景技术
TBCC尾喷管由于在很大的落压比范围内工作，且通过的质量流量变化幅度也较大，其扩张比从起飞状态下的2变化至超声速巡航状态时的15-20，需要采用变几何的方法来调节喉道和扩张角度，而这增加了喷管构型的复杂程度和附加阻力。因此需要通过气动方法设计包含多流路流体的喷管，在构型上容易实现且又不带来附加阻力。应用于超声速飞行器的引射喷管将来自进气道边界层的溢流或来自冷却流路、外涵道的气体(次流)引射，与流出主喷管的气体(主流)进行剪切及动能的掺混，从而提高次流流体的动能，主次流流体共同流出引射喷管以提高推力。
由于实际引射喷管在工作过程中不可避免将受到飞行器外流的影响，特别是在低速与跨声速飞行状态下，引射喷管第三流路辅助进气门打开，此时外流气流直接被吸入到引射喷管内，外流条件将直接影响到引射喷管的工作性能。
常用的模拟方法是开展高速风洞实验，通过风洞喷管来模拟高速气流(BresnabanD.L,Performance of an Aerodynamically positioned Auxiliary Inlet EjectorNozzle at Mach numbers from 0to 2.0,NASA TM-X-2023)。这种设计方法非常复杂，需要专门设计支撑***，通过支撑给引射喷管主次流供气，并且为了消除引射喷管上游型面对流场的干扰，还需专门设计整流罩。
另一种常用喷管实验通常在喷管入口处设置一高压气源以模拟上游边界条件，喷管出口则连接低压气源或大气以模拟下游条件。这种方法能够在难度较小、经济性较好的前提下模拟出喷管的工作状态，但无法准确模拟外流情况，尤其是外流和主流之间相互耦合并进一步对主流流场产生影响。
为此，需要寻找一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的实际方法，在保证经济性的前提下模拟飞行器外流，从而更好得研究飞行器在高空实际飞行状态下的工作情况。
发明内容
本发明提供了一种模拟飞行器外流实验装置的设计方法，能够在不开展高速风洞实验的前提下模拟出飞行器外的超声速气流。
为达到上述目的，本发明的设计方法可采用如下技术方案：
一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，包括以下步骤：
(1)提供飞行器飞行马赫数及引射喷管实验装置原型，该实验装置原型包含包括圆转圆法兰段(1)、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段(2)、围绕主喷管段的次流喷管段(9)、外流喷管段(8)；外流喷管段(8)包括围绕次流喷管段(9)的中心体(14)、围绕中心体的外罩(15)；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管段一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度；
(2)基于提供的飞行马赫数，确定外流喷管(8)扩张比，并通过特征线法得到外流喷管子午面的初始型线(11)，若该型线满足已有实验装置的几何约束和流量约束，则进行步骤(6)，若不满足，则进行步骤(3)；
(3)调整外流喷管(8)的非对称因子G和喉道高度h，使外流喷管的子午面下型线(13)满足次流喷管(8)的几何约束，同时满足实验台的流量约束；外流喷管(8)的非对称因子G定义为下壁面(13)初始膨胀角δL与上壁面(12)初始膨胀角δU之比，即
非对称因子G的数值在0到1之间，G＝0表示下壁面沿轴线方向，G＝1表示上下壁面对称；下壁面(13)为上述中心体面对外罩的内表面；上壁面(12)为上述外罩面对中心体的内表面；
(4)当非对称因子G<1时，下壁面长度小于上壁面；壁面进口处发出的膨胀波在下壁面反射，下壁面反射波与上壁面尖点发出的膨胀波相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相互作用后的马赫数等于设计马赫数，全部核心区流动得以确定；
(5)确定外流喷管(8)上、下壁面点；具体步骤为，首先由喉道高度h的上下两端点确定为点a和点d，设b点，且ab为一弧线，该ab弧线圆心位于da延长线上，圆弧半径取0.05，ab弧线圆心角度即为上壁面初始膨胀角δU，由此确定点b；同时当G<1时，设e点，使de为直线，由此确定点e，接着通过特征线法不断计算膨胀波的反射与相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相交后马赫数为设计马赫数得到点f，最后由壁面消波确定上、下壁面各点，即c和f，得到非对称外流喷管子午面型线(11)；
(6)将外流喷管子午面型线(11)绕实验装置轴线回转得到三维模型，并由此设计外流稳压段(6)和外流分布式进气段(7)。
进一步的，外流稳压段(6)高度为外流道喉道高度的10倍以上。
进一步的，外流分布式进气段(7)面积为外流喉道面积的1.2倍及以上
进一步的，主流喷管(2)和次流喷管(5)由飞行马赫数决定，通过该实验装置得到满足实验要求的高品质喷管内流场。
进一步的，通过特征线法得到的外流喷管子午面型线(11)为无粘理论设计方案，根据当地边界层位移厚度对壁面进行边界层修正；
修正公式如下：
x＝x0-δ*sinθ
y＝y0+δ*cosθ
式中，x0、y0为按照无粘流设计得到的外流喷管(8)上壁面(12)坐标及下壁面(13)坐标，θ为壁面对x轴的倾斜角；按照无粘理论设计出外流喷管(8)壁面型线后，再计算出壁面各点对x轴的倾斜角，根据上述修正公式得出边界层修正后的壁面坐标值；δ*为当地边界层位移厚度，计算公式如下：
δ*＝x·tgβ
β＝a0+a1Ma+a2Ma2+a3Ma3+a4Ma4+a5Ma5
a0＝-7.16665
a1＝6.694431
a2＝-2.209718
a3＝0.3385411
a4＝-0.023611065
a5＝0.00060763751
式中，β为特征角度，其值为关于马赫数Ma的单值函数，a0、a1、a2、a3、a4和a5均为经验值。
有益效果：相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：
本设计方法巧妙地利用特征线法设计出外流通道，可以较大程度上利用原有实验组件，同时设计方法简单、程序易于实现，仅需要改变外流马赫数便可以得到不同实验工况下的外流道型面。产生的超声速气流不存在复杂的膨胀波和激波，且流动参数均匀，能够在保证经济型的前提下准确的模拟出飞行器的外流，为开展飞行器高空实际飞行状况下的研究提供了一种切实可行的实验装置设计方法。
附图说明
图1是一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置示意图。
图2是图1中外流喷管局部放大图。
图3是图1中模拟飞行器外流的引射喷管实验装置额外流喷管流场示意图。
图4是壁面边界层修正示意图。
具体实施方式
本发明公开了一种可以模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法。请参阅图1所示，该实验装置原型包含包括圆转圆法兰段1、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段2、围绕主喷管段的次流喷管段9、外流喷管段(8)；外流喷管段(8)包括围绕次流喷管段9的中心体(14)、围绕中心体的外罩(15)；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管段一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度。本发明的难点在于利用已有的引射喷管实验装置，设计出能够模拟飞行器外流的外流喷管段10，其具体设计步骤如下：
1.提供飞行器飞行马赫数及引射喷管实验装置原型，该实验装置原型包含包括圆转圆法兰段1、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段2、围绕主喷管段的次流喷管段9、外流喷管段8；外流喷管段8包括围绕次流喷管段9的中心体14、围绕中心体的外罩15；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管段一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的内表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度。
2.根据实验要求模拟的飞行马赫数，确定外流喷管的扩张比，通过特征线法设计出初始外流喷管的子午面型线。关于特征线法的详细介绍和应用可参阅“M J左克罗,J D霍夫曼著,王汝涌,吴宗真等译.气体动力学.北京:国防工业出版社.1984”。
3.考虑到与现有模型的装配问题，为了尽可能使部分零件可以共用，外流道拉瓦尔喷管下壁面长度需与引射喷管模型长度一致，且避免零件结构干涉。若该型线满足已有实验装置的几何约束和流量约束，则进行步骤5，若不满足，则进行步骤4，需要调整上下壁面长度以满足几何约束和实验台的流量约束。
4.调整外流喷管的非对称因子G和喉道高度h，使喷管的子午面下型线满足模型整体的几何约束。
4.1对于非对称喷管，由于初始膨胀区的非对称性，上下两半部分要分别求解。若喷管的上壁面长于下壁面，则定义喷管的非对称因子G等于下壁面初始膨胀角δL与上壁面初始膨胀角δU之比，即
非对称因子G的数值在0到1之间，G＝0表示下壁面沿轴线方向，G＝1表示上下壁面对称；下壁面13为上述中心体面对外罩的内表面；上壁面12为上述外罩面对中心体的内表面；
4.2参阅图2及图3所示。下壁面长度小于上壁面，上壁面进口处发出的膨胀波在下壁面反射。下壁面反射波与上壁面尖点后发出的膨胀波相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相互作用后的马赫数等于设计马赫数(图中g点)，全部核心区流动得以确定。
4.3最后，确定外流喷管8上、下壁面点；具体步骤为，首先由喉道高度h的上下两端点确定为点a和点d，设b点，且ab为一弧线，该ab弧线圆心位于da延长线上，圆弧半径取0.05，ab弧线圆心角度即为上壁面初始膨胀角δU，由此确定点b；同时当G<1时，设e点，使de为直线，由此确定点e，接着通过特征线法不断计算膨胀波的反射与相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相交后马赫数为设计马赫数得到点f，最后由壁面消波确定上、下壁面各点，即c和f，得到非对称外流喷管子午面型线11；
4.4请结合图4所示，特征线法理论是基于无粘流的理论设计，因此需要对壁面进行边界层修正，修正公式如下：
x＝x0-δ*sinθ
y＝y0+δ*cosθ
式中，x0、y0为按照无粘流设计得到的外流喷管壁面坐标，θ为壁面对x轴的倾斜角。按照无粘理论设计出外流喷管壁面型线后，再计算出壁面各点对x轴的倾斜角，根据上述公式即可计算出边界层修正后的壁面坐标值。δ*为当地边界层位移厚度，修正公式如下：
x＝x0-δ*sinθ
y＝y0+δ*cosθ
式中，x0、y0为按照无粘流设计得到的外流喷管8上壁面12坐标及下壁面13坐标，θ为壁面对x轴的倾斜角；按照无粘理论设计出外流喷管8壁面型线后，再计算出壁面各点对x轴的倾斜角，根据上述修正公式得出边界层修正后的壁面坐标值；δ*为当地边界层位移厚度，计算公式如下：
δ*＝x·tgβ
β＝a0+a1Ma+a2Ma2+a3Ma3+a4Ma4+a5Ma5
a0＝-7.16665
a1＝6.694431
a2＝-2.209718
a3＝0.3385411
a4＝-0.023611065
a5＝0.00060763751
式中，β为特征角度，其值为关于马赫数Ma的单值函数，a0、a1、a2、a3、a4和a5均为经验值。
5.将外流喷管子午面型线绕实验装置轴线回转得到三维模型，并由此设计外流稳压段和周向进气结构。为了保证气流均匀，外流稳压段6高度为外流道喉道高度的10倍以上，同时为了避免在分布式进气段7产生堵塞，外流分布式进气段7面积需达到外流喉道面积的1.2倍以上。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (4)
1.一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)提供飞行器飞行马赫数及引射喷管实验装置原型，该实验装置原型包括圆转圆法兰段(1)、与圆转圆法兰段后端同轴连接的主喷管段(2)、围绕主喷管段的次流喷管段(9)、外流喷管段(8)；外流喷管段(8)包括围绕次流喷管段(9)的中心体(14)、围绕中心体的外罩(15)；所述次流喷管段(9)包括次流喷管(5)，中心体(14)围绕次流喷管(5)；中心体面对外罩的内表面自前向后逐渐向次流喷管(5)一侧靠近而形成扩张型面；所述外罩面对中心体的表面自前向后逐渐向外扩张，且外罩的内表面向后延伸的长度超过中心体的内表面向后延伸的长度；
(2)基于提供的飞行马赫数，确定外流喷管(8)扩张比，并通过特征线法得到外流喷管子午面的初始型线(11)，若该型线满足已有实验装置的几何约束和流量约束，则进行步骤(6)，若不满足，则进行步骤(3)；
通过特征线法得到的外流喷管子午面型线(11)为无粘理论设计方案，根据当地边界层位移厚度对壁面进行边界层修正；
修正公式如下：
x＝x0-δ*sinθ
y＝y0+δ*cosθ
式中，x0、y0为按照无粘流设计得到的外流喷管(8)上壁面(12)坐标及下壁面(13)坐标，θ为壁面对x轴的倾斜角；按照无粘理论设计出外流喷管(8)壁面型线后，再计算出壁面各点对x轴的倾斜角，根据上述修正公式得出边界层修正后的壁面坐标值；δ*为当地边界层位移厚度，计算公式如下：
δ*＝x·tgβ
β＝a0+a1Ma+a2Ma2+a3Ma3+a4Ma4+a5Ma5
a0＝-7.16665
a1＝6.694431
a2＝-2.209718
a3＝0.3385411
a4＝-0.023611065
a5＝0.00060763751
式中，β为特征角度，其值为关于马赫数Ma的单值函数，a0、a1、a2、a3、a4和a5均为经验值；
(3)调整外流喷管(8)的非对称因子G和喉道高度h，使外流喷管的下壁面(13)满足次流喷管(5)的几何约束，同时满足实验台的流量约束；外流喷管(8)的非对称因子G定义为下壁面(13)初始膨胀角δL与上壁面(12)初始膨胀角δU之比，即
非对称因子G的数值在0到1之间，G＝0表示下壁面沿轴线方向，G＝1表示上下壁面对称；下壁面(13)为上述中心体面对外罩的内表面；上壁面(12)为上述外罩面对中心体的内表面；
(4)当非对称因子G<1时，下壁面长度小于上壁面；壁面进口处发出的膨胀波在下壁面反射，下壁面反射波与上壁面尖点发出的膨胀波相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相互作用后的马赫数等于设计马赫数，全部核心区流动得以确定；
(5)确定外流喷管(8)上、下壁面点；具体步骤为，首先由喉道高度h的上下两端点确定为点a和点d，设b点，且ab为一弧线，该ab弧线圆心位于da延长线上，圆弧半径取0.05，ab弧线圆心角度即为上壁面初始膨胀角δU，由此确定点b；同时当G<1时，设e点，使de为直线，由此确定点e，接着通过特征线法不断计算膨胀波的反射与相交，直到某一道反射波与上尖点最后一道膨胀波相交后马赫数为设计马赫数得到点f，最后由壁面消波确定上、下壁面各点，即c和f，得到非对称外流喷管子午面型线(11)；
(6)将外流喷管子午面型线(11)绕实验装置轴线回转得到三维模型，并由此设计外流稳压段(6)和外流分布式进气段(7)。
2.根据权利要求1所述的模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，其特征在于：外流稳压段(6)高度为外流道喉道高度的10倍以上。
3.根据权利要求1或2所述的模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，其特征在于：外流分布式进气段(7)面积为外流喉道面积的1.2倍及以上。
4.根据权利要求3所述的模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法，其特征在于：主流喷管(2)和次流喷管(5)由飞行马赫数决定，通过该实验装置得到满足实验要求的高品质喷管内流场。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010847794.0A CN112035952B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010847794.0A CN112035952B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN112035952A CN112035952A (zh) | 2020-12-04 |
| CN112035952B true CN112035952B (zh) | 2021-07-27 |
Family
ID=73581709
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010847794.0A Active CN112035952B (zh) | 2020-08-21 | 2020-08-21 | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112035952B (zh) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112345529B (zh) * | 2021-01-11 | 2021-04-02 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于图像处理的矩形热态温差混合层实验测试***与方法 |
| CN113032893B (zh) * | 2021-02-22 | 2024-03-29 | 南京航空航天大学 | 一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法 |
| CN113062816B (zh) * | 2021-02-22 | 2022-04-19 | 南京航空航天大学 | 一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置 |
| CN114996851B (zh) * | 2022-06-14 | 2024-05-24 | 南京航空航天大学 | 一种模拟边界层泄流与亚声速外流耦合的实验台设计方法 |
| CN116481784B (zh) * | 2023-03-28 | 2024-01-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种并联式组合动力及组合喷管验证方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106092591A (zh) * | 2016-06-21 | 2016-11-09 | 南京航空航天大学 | 一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备 |
| CN109815549A (zh) * | 2018-12-27 | 2019-05-28 | 南京航空航天大学 | 一种单对超声速流向旋涡发生装置的设计方法 |
| CN110633522A (zh) * | 2019-09-11 | 2019-12-31 | 南京航空航天大学 | 一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法 |
| CN111042949A (zh) * | 2019-11-19 | 2020-04-21 | 南京航空航天大学 | 一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法 |
| CN111159814A (zh) * | 2019-12-19 | 2020-05-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法及构型 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102302989B (zh) * | 2011-05-18 | 2013-07-10 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 共用喉部的超声速喷管及其设计方法 |
| CN103678774B (zh) * | 2013-11-15 | 2017-01-25 | 南京航空航天大学 | 考虑进口参数非均匀的超声速推力喷管设计方法 |
-
2020
- 2020-08-21 CN CN202010847794.0A patent/CN112035952B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106092591A (zh) * | 2016-06-21 | 2016-11-09 | 南京航空航天大学 | 一种模拟超燃冲压发动机隔离段及燃烧室实际入口条件的直连试验设备 |
| CN109815549A (zh) * | 2018-12-27 | 2019-05-28 | 南京航空航天大学 | 一种单对超声速流向旋涡发生装置的设计方法 |
| CN110633522A (zh) * | 2019-09-11 | 2019-12-31 | 南京航空航天大学 | 一种基于最大推力理论的超声速推力喷管反设计方法 |
| CN111042949A (zh) * | 2019-11-19 | 2020-04-21 | 南京航空航天大学 | 一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法 |
| CN111159814A (zh) * | 2019-12-19 | 2020-05-15 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种具有拐弯入口及高长细比的矩形超声速喷管的设计方法及构型 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| A numerical optimization of high altitude testing facility for wind tunnel experiments;Bruce Ralphin Rose J etc.;《Chinese Journal of Aeronautics》;20150420;全文 * |
| 基于特征线理论的超声速进气道压缩面设计研究;杨帆等;《空天防御》;20190131;第2卷(第1期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112035952A (zh) | 2020-12-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112035952B (zh) | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置的设计方法 | |
| CN102434315B (zh) | 旁路式双喉道无源矢量喷管 | |
| CN108195544B (zh) | 一种脉冲型风洞串列喷管 | |
| CN110657043B (zh) | 一种机械扰动式喉道偏移式气动矢量喷管 | |
| CN102323961B (zh) | 非对称超声速喷管及其设计方法 | |
| WO2023213196A1 (zh) | 一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法 | |
| CN105443268A (zh) | 具有流量调节功能的旁路式无源双喉道气动矢量喷管及控制方法 | |
| CN203925778U (zh) | 涡扇发动机的喷流装置 | |
| CN105138787A (zh) | 基于特征线追踪的超声速流场设计方法 | |
| CN106014684A (zh) | 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 | |
| CN114878133A (zh) | 一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法 | |
| US9732700B2 (en) | Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection | |
| CA2861181C (en) | Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection | |
| Slater | Methodology for the design of streamline-traced external-compression supersonic inlets | |
| CN110671231B (zh) | 一种具有前置扰流片的喉道偏移式气动矢量喷管 | |
| CN105464838B (zh) | 用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置 | |
| CN102893009B (zh) | 降低飞机推进发动机喷流所排放噪声的装置 | |
| CN112179605B (zh) | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置 | |
| CN106837601A (zh) | 带有侧向膨胀的喉道偏移式气动矢量喷管 | |
| JP2021037938A (ja) | 航空機用の推進システム及び航空機用の推進システムを製造する方法 | |
| CN108240898A (zh) | 一种脉冲型风洞串列喷管 | |
| CN110816871A (zh) | 一种新的基于锥导法的两级乘波体设计方法 | |
| CN207048877U (zh) | 一种超音速喷管 | |
| CN113032893B (zh) | 一种模拟亚/跨声速外流的引射喷管装置的设计方法 | |
| CN110162901A (zh) | 高超声速飞行器轴对称构型前体的优化设计方法及*** |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |