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公开(公告)号：CN110104164A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910408841.9
申请日：2019-05-16
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种用于跨声速机翼的前加载吸气流动控制方法，属于空气动力学技术领域，用于提高机翼在跨声速条件下的气动特性。本发明有两点主要技术：其一是机翼的前缘加厚，即前加载技术。通过特定的加载方案，使得机翼前缘的空气绕流更加均匀，同时也从结构外形上为吸气孔增加空间；其二是边界层吸气的流动控制技术。通过抽气的方法削弱激波边界层干扰而产生的流动分离现象，同时减小机翼上壁面超声速区域的面积。数值模拟结果表明，本发明能够有有效控制机翼上壁面的超声速流场发展，可以明显的减小机翼所受到的压差阻力，显著提高机翼的气动性能。
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公开(公告)号：CN108509691A
公开(公告)日：2018-09-07
申请号：CN201810200267.3
申请日：2018-03-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种将圆环柱形几何模型数据文件导入Tecplot软件的方法，属于计算机软件技术领域。通过将计算空间坐标按照特定顺序输出并导入到Tecplot中，结合Tecplot中坐标系转换的功能进行坐标转换，从而实现圆环柱形计算域的计算结果导入，为Tecplot对圆环柱形计算域程序计算结果的后处理提供了有效途径。
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公开(公告)号：CN114320660B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202210005349.9
申请日：2022-01-05
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于轴向超音来流变几何风扇的冲压发动机，属于冲压发动机技术领域。本发明包括进气道、轴向超音通流风扇动叶、变几何风扇静叶、前整流罩活门、后整流罩、双模态燃烧室、喷管调节机构、尾喷管。在前整流罩活门进口加装轴向超音通流风扇动叶、变几何风扇静叶。通过调整变几何风扇静叶安装角或同时调整轴向超音通流风扇动叶安装角和变几何风扇静叶安装角，使变几何风扇静叶具有轴向超音通流风扇模态、低反力度风扇模态两种模态，适应冲压发动机燃烧室对进口气流速度和压力的不同需求，改善冲压发动机低马赫数来流时推力不足的问题，拓宽冲压发动机高推力工作马赫数下限，实现涡轮发动机与冲压发动机模态转换时高推力的有效接力。
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公开(公告)号：CN114165477B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202111522842.X
申请日：2021-12-13
Applicant: 北京理工大学
IPC: F04D29/32 , F04D29/34 , F04D29/38 , F04D29/66 , F02K3/06 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种轴向超音通流风扇串列构型及构型优化方法，属于航空航天叶轮机械气动布局技术领域。本发明采用串列叶片构型降低轴向超音来流条件下单个叶片轴向弯矩，增强叶栅结构稳定性，避免叶片颤振失稳。本发明使得后排叶片在周向方向上位于前排叶片吸力侧，通过调节周向节距比改善前排叶片与后排叶片形成的缝隙附近的激波结构，使前排叶片尾迹贴附于后排叶片压力面，抑制前排叶片尾迹与后排叶片表面附面层的掺混程度，降低气动总压损失。本发明通过调节周向节距比和轴向重叠度，进一步降低气动总压损失。本发明通过调节轴向重叠度，避免轴向重叠度过小导致前排叶片压力面流体窜流到后排叶片吸力侧，诱发前排叶片尾迹厚度增厚。
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公开(公告)号：CN112651195B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202011611990.4
申请日：2020-12-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本方明公开了一种基于偏航角的沟槽型结构表面减阻效果预测方法，属于空气动力学技术领域。本方法根据沟槽型结构表面处理的流动控制机理，及其对边界层时均流动特性的影响，确定减阻效果预测技术的设计思路。通过选定沟槽型结构表面的具体结构形式，结合平板表面的试验(或数值)测试数据，建立偏航角影响下的减阻效果与影响因素间的函数关系。通过利用“滑移速度理论”，建立减阻效果与CFD模化参量间的关系。在光滑表面借助模化后的CFD程序，模拟沟槽型结构表面的流场。本发明方法与现有技术相比，能够提高沟槽型结构表面减阻效果预测效率，同时准确预测在偏航角影响下的作用效果，广泛适用于复杂流动环境下的工业产品沟槽型结构表面减阻设计工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108256275B
公开(公告)日：2021-02-23
申请号：CN201810200787.4
申请日：2018-03-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种旋转爆轰发动机数值模拟点火起爆方法，属于燃烧空气动力模拟仿真技术领域。首先进行第一次仿真计算，获得预混气体开始进入旋转爆轰发动机环形燃烧室时的爆轰流场，从中截取包含爆轰波波头和波后预混气体开始进入流场的计算域。之后将截取的计算域作为模拟点火区进行第二次仿真计算，即可获得单向、连续旋转传播的爆轰波。本发明方法与现有方法对比，能够实现环形燃烧室平均直径较小的旋转爆轰发动机的数值模拟点火起爆仿真，获得单向传播的爆轰波，具有更加广泛的适用性，不仅能够对环形燃烧室平均直径较小的旋转爆轰发动机模型进行点火，同样也能够适用于环形燃烧室平均直径较大的旋转爆轰发动机。
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公开(公告)号：CN110104164B
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN201910408841.9
申请日：2019-05-16
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种用于跨声速机翼的前加载吸气流动控制方法，属于空气动力学技术领域，用于提高机翼在跨声速条件下的气动特性。本发明有两点主要技术：其一是机翼的前缘加厚，即前加载技术。通过特定的加载方案，使得机翼前缘的空气绕流更加均匀，同时也从结构外形上为吸气孔增加空间；其二是边界层吸气的流动控制技术。通过抽气的方法削弱激波边界层干扰而产生的流动分离现象，同时减小机翼上壁面超声速区域的面积。数值模拟结果表明，本发明能够有有效控制机翼上壁面的超声速流场发展，可以明显的减小机翼所受到的压差阻力，显著提高机翼的气动性能。
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公开(公告)号：CN108388748A
公开(公告)日：2018-08-10
申请号：CN201810201636.0
申请日：2018-03-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种爆轰数值仿真串行程序中断续算方法，解决在爆轰数值仿真串行程序计算运行中，遭遇意外情况致使计算停止，需要恢复程序继续计算的问题，属于爆轰模拟仿真技术领域。在爆轰数值仿真串行程序中设置固定迭代步数，并将计算结果输出。在程序中断发生后，将已输出的计算结果再次读入程序中，作为续算时的初始条件，从而实现续算，提高了计算效率和程序的鲁棒性。本方法实现了计算机串行程序计算过程中的断电续算，大幅提高了计算效率，节省了计算时间，同时提高了程序的鲁棒性。
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公开(公告)号：CN102094847B
公开(公告)日：2012-10-24
申请号：CN201010623606.2
申请日：2010-12-30
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种叶轮机械叶片与端壁融合设计方法，属于叶轮机械技术领域。本发明方法根据若干位置处叶片与端壁连接曲线的最小曲率半径以及端壁面径向倾角，拟合或插值确定连接曲线最小曲率半径以及端壁面径向倾角的沿流向分布规律，并沿流向取足够多的截面，将截面内叶片与端壁用所确定的端区叶片与端壁连接曲线形式进行光滑连接，形成的曲线簇包络成叶片端壁融合表面，完成叶片与端壁的融合。该方法提高了叶轮机负荷能力，达到叶轮机械抑制角区分离、降低流动损失的目的，使得在叶轮机械设计阶段能更有效的对角区流动进行组织，提升叶轮机气动性能；不仅适用于叶轮机叶片，同样适用于飞机机翼与机身的融合。
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公开(公告)号：CN102032214B
公开(公告)日：2012-07-04
申请号：CN201010623578.4
申请日：2010-12-30
Applicant: 北京理工大学
IPC: F04D29/38
Abstract: 本发明涉及一种抑制分离的叶片前缘改型方法，属于机械装置及运输技术领域。根据原始叶型选定实施近端壁区向前探伸前缘的区域，并对前伸形状进行改型处理，完成所有径(展)向位置的前伸处理后，对所有径(展)向位置处的叶型进行曲线或曲面的光滑连接，其构成的外包络面就形成了叶片前缘改型后的新叶片，该叶片可抑制分离。本发明利用二面角原理，结合机翼、叶轮机叶片近端壁区实际情况，提供了一种新的机翼、叶轮机叶片前缘改型技术，由此削弱或消除端壁区前缘分离(马蹄涡)，从而可以有效改善机翼和叶轮机叶片绕流，起到控制二次流动、降低损失的作用，不仅适用于叶轮机叶片，同样适用于飞机机翼和旋翼。
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