[发明专利]一种激波边界层干扰控制器在审
| 申请号： | 201811389647.2 | 申请日： | 2018-11-21 |
| 公开（公告）号： | CN109533356A | 公开（公告）日： | 2019-03-29 |
| 发明（设计）人： | 邓枫;章胜华 | 申请（专利权）人： | 南京航空航天大学 |
| 主分类号： | B64D33/02 | 分类号： | B64D33/02;B64C30/00;B64C21/00 |
| 代理公司： | 北京高沃律师事务所 11569 | 代理人： | 程华 |
| 地址： | 210000 江*** | 国省代码： | 江苏;32 |
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| 摘要： | 本发明公开一种激波边界层干扰控制器，包括：连通管道，沿物体表面气流的流动方向设于所述连通管道上游的激波上游静压孔和设于所述连通管道下游的激波下游静压孔；所述连通管道中设置截面与所述连通管道截面相同的压强平衡活塞，以及一端与所述压强平衡活塞连接、另一端固定在所述连通管道的端部的管壁内表面的伸缩元件；所述伸缩元件和所述压强平衡活塞用于感应从所述激波下游静压孔进入的气流，并通过向所述激波上游静压孔侧移动的方式平衡所述激波上游静压孔和所述激波下游静压孔的孔口处的压强。本发明提供的激波边界层干扰控制器，实现了对边界层和激波的双重控制，有效减弱激波边界层干扰效应。 | ||
| 搜索关键词： | 激波 连通管道 静压孔 边界层 压强平衡活塞 干扰控制器 上游 伸缩元件 压强 管壁内表面 干扰效应 双重控制 物体表面 侧移动 孔口 流动 平衡 | ||
【主权项】：
1.一种激波边界层干扰控制器，其特征在于，所述激波边界层干扰控制器包括：连通管道，沿物体表面气流的流动方向设于所述连通管道上游的激波上游静压孔和设于所述连通管道下游的激波下游静压孔；所述连通管道为两端闭口的管道，且所述激波下游静压孔通过所述连通管道与所述激波上游静压孔连通；所述连通管道中设置截面与所述连通管道截面相同的压强平衡活塞，以及一端与所述压强平衡活塞连接、另一端固定在所述连通管道的端部的管壁内表面的伸缩元件；所述伸缩元件和所述压强平衡活塞用于感应从所述激波下游静压孔进入的气流，并通过向所述激波上游静压孔侧移动的方式平衡所述激波上游静压孔和所述激波下游静压孔的孔口处的压强；所述连通管道无气流通过时所述压强平衡活塞位于所述激波上游静压孔和所述激波下游静压孔之间的所述连通管道中。
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- 2018-05-02 - 2018-11-27 - B64D33/02
- 本实用新型公开了一种混合动力飞机的进气系统，包括主进气道、空气滤清器、电子节气门以及位于所述空气滤清器和所述电子节气门之间且可在第一进气状态和第二进气状态之间进行切换的备用进气装置；处于第一进气状态时的备用进气装置设置成用于接收由空气滤清器过滤后的空气，处于第二进气状态时的备用进气装置设置成用于接收环境空气。本实用新型的混合动力飞机的进气系统，通过设置备用进气装置于主进气道相配合，能够为混合动力飞机的发动机提供合适的空气流量；在主进气道出现堵塞时，备用进气装置会继续提供足够的空气，确保混合动力飞机的发动机的正常运行。
- 一种背负式格栅进口进气道-201810838761.2
- 葛昌杰;陈斌;张斌;曹世坤;周伟;胡沛;尚银辉 - 成都飞机工业（集团）有限责任公司
- 2018-07-27 - 2018-11-23 - B64D33/02
- 本申请公开一种背负式格栅进口进气道，从前端到后端依次包括过渡段、内管道设计段和等直段，过渡段前端装有格栅；内管道设计段前端与弯曲段前端连接，内管道设计段后端与等直段连接。本申请在进气道进口加装格栅，格栅对称面前缘后倾45°，进一步减小了雷达散射面积RCS，以格栅对称面前缘及进气道唇口前缘所构成的平面为基准，设计格栅口径大小约为25mm，格栅厚度为1mm。同时为了满足发动机的进气流量需求，进气道进口面积设计为进气道出口面积的1.03倍。进气道内管道设计段与格栅进口之间留有一段过渡段，保证了进口与内管道的顺畅过渡。
- 一种变结构二维超音速进气道调节机构-201610504772.8
- 龚春林;陈兵;朱政光;唐硕;樊健平;张云伟;史祥鹏;张孝南;戴存喜 - 西北工业大学
- 2016-06-30 - 2018-10-26 - B64D33/02
- 本发明公开了一种变结构二维超音速进气道调节机构，由前体压缩板、喉道上面板、燃烧室上面板、连杆机构、伸缩机构、液压机构组成，前体压缩板和燃烧室上面板与喉道上面板通过伸缩机构连接，两组连杆机构位于喉道上面板表面平行对称安装,两组液压机构固定在两组连杆机构相对的一侧。通过液压机构实现连杆机构、伸缩机构的运动，伸缩机构运动改变前体压缩板、燃烧室上面板的倾斜角度，同时使喉道上面板上下处于水平移动，保证进入燃烧室空气气流的稳定性；前体压缩板使来流空气在进气道内减速增压，喉道上面板移动改变喉道高度，保证进气道在宽马赫数范围正常起动，并处于较佳的工作状态，提高了进气道的工作效率和气动性能。
- 一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道-201710428445.3
- 李博;谭慧俊;王成;吕凌英;蔡明轩 - 南京航空航天大学
- 2017-06-08 - 2018-08-31 - B64D33/02
- 本发明提供了一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，包括基于电磁隐身和气动考虑的唇罩及全遮挡的内管道。进气道口面形状与机身采用一体化融合设计，利用唇罩和机身表面形成的压力梯度排除进口前的边界层。唇罩在俯视和侧视方向上均采用后掠设计，后掠角与飞行器隐身设定角度一致。进气道内管道选用全遮挡的双S弯型进气道，从进气口任何角度均看不到进气道出口截面。本发明在保证进气道的总压恢复系数和流场畸变指标满足要求的前提下，可取消常规无隔道进气道特有的突出机身表面的鼓包和机体上的边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并与后掠唇罩和全遮挡的内管道共同作用，提升进气道的雷达隐身性能。
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