申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学

申请日：2022-06-20

公开（公告）日：2022-09-20

公开（公告）号：CN115081135A

主分类号：G06F30/17

分类号：G06F30/17;G06F111/10

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2022.10.11#实质审查的生效;2022.09.20#公开

摘要：本发明提供一种大尺度冲压发动机超燃模态喉部补偿设计方法，通过开展缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度；估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数差异和边界层厚度差异；在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室喉部位置处，依据所述边界层厚度差异，缩小喉部大小，使得等比放大后的大尺度发动机其边界层厚度与对应的缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度接近甚至相同，以此确保尺度变化前后燃烧室燃烧效果相同。

主权项：1.大尺度冲压发动机超燃模态喉部补偿设计方法，其特征在于，包括：通过开展缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度；估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数和边界层厚度差异值；在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室喉部位置处，依据所述边界层厚度差异值，缩小喉部大小，使得等比放大后的大尺度发动机其边界层厚度与对应的缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度接近直至相同。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 大尺度冲压发动机超燃模态喉部补偿设计方法

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