“进气道流场”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果696819个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[实用新型]一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的装置-CN201721589363.9有效
发明人：朱剑锋;代珂;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2017-11-24 - 公布日： 2018-07-13 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：一种利用柔性壁面提升进气道起动性能的装置，涉及冲压发动机进气道。设有柔性壁面，所述柔性壁面由柔性材料和铰链构成，柔性壁面安装于进气道压缩段与唇罩之间，柔性壁面通过铰链连接并跟随进气道流场压力振荡。结合高超声速进气道的非定常流动特性，通过合理地构造非定常控制手段，可获得比定常控制更显著的效果，然而非定常控制技术更多地是主动控制，需外接控制装置，工程实用性较差。
进气道柔性壁起动性能高超声速进气道外接控制装置冲压发动机工程实用性被动控制工程应用铰链连接控制手段控制效果流动特性柔性材料压力振荡主动控制面安装压缩段唇罩铰链流场

[发明专利]基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法-CN201510785607.X有效
发明人：丁峰;柳军;刘珍;黄伟 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2015-11-16 - 公布日： 2016-02-17 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，步骤如下：S1，给定三种壁面压力分布规律不同曲线，将三曲线分别作为回转体母线，设计三种不同的回转体，分别求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，并将求解得到的流场作为三种壁面压力分布规律不同的基准流场；S2，根据乘波前体的性能要求，设计激波出口型线，应用吻切原理在每个吻切平面进行流场求解，所有的吻切平面流场组合成三维基准流场；S3，给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，根据激波出口型线，在S2的每个吻切平面内使用流线追踪法，生成吻切流场乘波前体气动构型。该方法设计的乘波前体既能够满足进气道入口高压升比的要求，又能够充分发挥乘波前体的高升阻比特性。
基于可变压力分布规律吻切流场乘波前体设计方法

[发明专利]一种用于流动控制的等离子体合成射流涡流发生装置-CN202210541215.9在审
发明人：刘永葆;贾宇豪;蒙泽威;贺星;陈阳 -专利权人：中国人民解放军海军工程大学
申请日： 2022-05-17 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： F02C3/32 文献下载
摘要：本发明公开一种用于流动控制的等离子体合成射流涡流发生装置，包括本体，本体安装于进气道内部，本体包括发生器，发生器设有三角形斜坡，三角形斜坡上设有射流孔，发生器内设有射流激励器，射流激励器与射流孔连通，射流激励器内安装有电源机构本发明综合了等离子体合成射流激励器与涡流发生器的优点，进一步提高了主动流动控制效果，解决了进气道内部旋流畸变控制难度大的问题，显著提高进气道出口流场品质，同时能够适应不同工况，控制效果好，能够产生进气道出口截面最大的总压恢复
一种用于流动控制等离子体合成射流涡流发生装置

[发明专利]一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法-CN201910325410.6有效
发明人：丁峰;张文浩;柳军;刘珍;陈韶华;王晓燕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-04-22 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；生成前体前缘型线点以及进气道唇口型线点，进而设计内转式进气道上壁面和下壁面；同时由前体前缘型线点设计内转式进气道外壁面；由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面，进而得到内转式乘波前体进气道一体化构型，所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法有效扩大捕获面积，增加流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，有效提高飞行器进气道的性能。
一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法

[发明专利]一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法-CN202111164255.8在审
发明人：莫建伟;王玉峰;梁俊龙;李光熙;南向军;呼延霄 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-09-30 - 公布日： 2021-12-17 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，用于解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处。该与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，包括如下步骤：步骤(1)：设计飞行器前体；步骤(2)：设计基准流场；步骤(3)：确定进气道进口型线；步骤(4)：确定进气道三维气动型面；步骤(5)：根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计。
一种一体化收缩高超声速进气道设计方法

[发明专利]基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法-CN202011118228.2在审
发明人：汤宏宇;李博;袁培博;童佳慧;苏嘉殷;邱宇宸;徐猛 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-10-19 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种基于锥导乘波理论的角区鼓包进气道设计方法，涉及超声速飞行器进气道。根据锥导乘波理论，指定生成三维圆锥激波曲面的虚拟锥特征，通过求解Taylor‑Maccoll方程获得三维圆锥激波曲面后流场参数；由超声速飞行器机体构型确定角区鼓包前缘线，利用流线追踪技术即可得到角区鼓包三维曲面；角区鼓包进气道排除附面层的作用由角区鼓包与进气道唇口共同作用完成，设计进气道唇口前缘点与三维圆锥激波曲面相贴合，并采取双后掠设计，从而提高进气道总压恢复系数。
基于锥导乘波理论鼓包进气道设计方法

[发明专利]一种齿型唇口超声速二元进气道及设计方法-CN202310245434.7在审
发明人：谢旅荣;卜炜峻;林华川;潘纪富;于平贺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-15 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种齿型唇口超声速二元进气道,包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成气流内通道，所述唇罩前缘包括若干齿型切口；若干所述齿型切口与所述唇罩前缘形成齿型唇口；所述齿型切口为顶角倒圆的等腰三角形切口，该结构可改善二元进气道的流场，能够降低二元进气道的自起动马赫数，提高总压恢复系数，增大进气道攻角工作范围，整体拓宽了二元进气道的工作范围。本发明还提供了该进气道的设计方法。
一种齿型唇口超声速二元进气道设计方法

[发明专利]一种飞机前体涡流动控制装置-CN201610821259.1在审
发明人：赵振山;马晓光 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2016-09-13 - 公布日： 2016-12-14 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：一种飞机前体涡流动控制装置，包括前体涡破碎器和多个导流片，前体涡破碎器沿流向安装于飞机前体棱线上方、进气道进口前方；多个导流片依次安装于前体涡破碎器后方，原低能流流向路径上，对前体涡破碎器后的低能流进行导流，使其不流进进气道入口，而是沿进气道外罩与机身间的沟槽向后流动。在典型飞行状态，可以提高进气道总压恢复系数1％以上、降低流场畸变指标值30％以上。
一种飞机涡流控制装置

[发明专利]全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法-CN201810269911.2有效
发明人：肖鸿文;岳连捷;肖雅彬;张启帆;张新宇 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2018-03-29 - 公布日： 2019-09-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供了一种能够实现全流量捕获、同时可满足进出口形状自由设计，并且能保持一定基准流场性能的高超声速内转式进气道快速设计方法，既可以实现进气道进出口形状自由定制，也解决了由于使用数学函数加权过渡方法改变了前缘激波形状、使得进气道不能完全乘波的问题，实现了全流量捕获。本发明设计过程简捷，易于实现软件自动化设计，极大缩短了设计周期，为在大量进气道实例的基础上开展进一步研究工作提供了基础。
进气道全流量捕获进出口形状高超声速转式自动化设计激波形状设计过程设计周期实现软件数学函数变截面场性能基准流前缘加权自由研究

[发明专利]基于旋涡排泄的埋入式进气道及使用该进气道的飞行器-CN201010551997.1无效
发明人：孙姝;程代姝;谭慧俊;张悦;张启帆;周唯阳;童悦 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2010-11-19 - 公布日： 2011-03-30 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于旋涡排泄的埋入式进气道及使用该埋入式进气道的飞行器，通过在该埋入式进气道内通道侧壁开设一对放气槽，将进口侧棱产生的旋涡及其卷吸的边界层低能流通过该放气槽排出内通道，从而在充分利用口面旋涡卷吸进气的同时，又避免了旋涡本身以及卷吸弹体边界层所导致的高总压损失和畸变，因而较大程度的提高了埋入式进气道的总压恢复系数，降低了出口的流场畸变。
基于旋涡排泄埋入式进气道使用进气道飞行器

[发明专利]一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法-CN202211430919.5在审
发明人：张旭辉;姚冉;王兆伟;尹戈玲;辜天来;秦云鹏;杨旸;费王华;赵大海 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-11-15 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，改善进气道的气动热分布，克服特征线法无法实现粘性计算的限制，突出CFD方法进行精细化设计的优势，能够为内流道气动热优化提供设计支撑。本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能。
一种内流道强波系干扰控制流场重构设计方法

[发明专利]激光能量注入提高冲压发动机进气捕获量方法-CN201510282001.4有效
发明人：洪延姬;王殿恺;李倩 -专利权人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
申请日： 2015-05-27 - 公布日： 2020-03-06 - 主分类号： F02K7/10 文献下载
摘要：本发明利用激光能量沉积击穿流场形成准静态波的技术，提供了一种提高冲压发动机进气捕获量的方法，该方法包含预估冲压发动机前体斜激波位置步骤、激光束整形为片光步骤、准静态波形成步骤和提高进气捕获量步骤。第一步，求解NS方程对流场进行数值模拟，或者根据马赫和雷诺相似准则进行风洞试验，判断冲压发动机进气道进气捕获量是否达到设计值，以及前体斜激波位置；第二步，利用多种反射镜和透镜组合，将激光束整形为片光；第三步，优化激光能量注入大小、位置和频率，形成准静态波；第四步，准静态波与前体斜激波相互作用，改变进气道唇口上游流动方向，使原本可能溢出的来流偏转并压缩进入进气道内压缩段。
激光能量注入提高冲压发动机捕获量方法

[发明专利]高超声速飞行器设计方法及系统-CN201910653951.1有效
发明人：丁峰;张文浩;柳军;陈韶华;蒋浩;周芸帆;于红恩 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-07-19 - 公布日： 2020-08-11 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速飞行器设计方法及系统，该设计方法首先有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场，并在所述基准流场中生成并联内转式进气道；然后基于给定的长度l和回转半径d设计最小阻力回转体机身；接着根据升阻比要求设计乘波机翼；最后将并联内转式进气道、最小阻力回转体机身和乘波机翼组合，并采用外挂方式设置发动机，生成并联内转式进气道+最小阻力回转体机身+乘波机翼的一体化高超声速飞行器。
高超声速飞行器设计方法系统

[发明专利]一种基于改进支持向量机特征选择的进气道流动状态分类方法-CN202310032803.4在审
发明人：刘坤志;王艺超;王晨;仇小杰;杜宪;孙希明 -专利权人：大连理工大学;中国航发控制系统研究所
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明属于高超声速进气道的流场监测领域，提出一种基于改进支持向量机特征选择的进气道流动状态分类方法。依据典型的高超声速进气道模型，构建进气道流动状态数据集；基于特征选择ReliefF方法，计算特征权重，进行特征初步选择；基于共享最近邻相似度的粒度支持向量机GSVM‑SNN，每次从初步选择的特征中选择两个特征进行共享最近邻相似度的粒度支持向量机训练，保留训练准确率最高的两个特征为最终特征，并将训练得到的分类模型作为决策模型；将决策模型用于测试集，根据测试训练效果，最终得到高超声速进气道的流动状态。
一种基于改进支持向量特征选择进气道流动状态分类方法

[发明专利]压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法-CN202010664430.9有效
发明人：俞宗汉;黄国平;夏晨;袁亚;黄慧慧 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-07-10 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，包括乘波前体的设计和进气道的设计两部分；乘波前体的设计结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓以及乘波前体的激波形状，由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波；进气道的设计基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获，并在双进气道结构的两侧设置溢流窗，提升溢流能力。本发明通过双外侧溢流的流场组织方案，来辅助高超声速进气道和前体的一体化设计，能够随马赫数的变化，对应改变溢流量大小。
压缩偏置几何高速进气道进口设计方法

首页
«上一页
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
下一页»
尾页
共 100000 条