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一种全乘波飞行器及其设计方法和系统: 本发明公开一种全乘波飞行器及其设计方法和系统，该方法包括根据给定机体基准流场设计参数求解获得机体基准流场；根据给定全乘波飞行器前缘线、进气道唇口以及机翼前缘线水平投影型线的方程，离散并求解上述三条曲线离散点；根据给定前体...; 柳军陈韶华丁峰罗仕超蒋浩张文浩唐培杰

机械式弹簧缓冲器在返回舱座椅缓冲系统中的设计初探: 目前我国'神舟'号系列飞船返回舱座椅缓冲系统采用的是胀环式缓冲器,针对其难加工、不可重复使用的缺点,设计了一种新型的机械式弹簧缓冲器.以典型的'三段式'胀环缓冲器的力学特性为依据,提出了组合弹簧的等效设计方法,并根据弹簧...; 蒋浩谢燕

后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法: 本发明提供一种后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法，其首先给定基准流场参数，给定乘波体前缘线水平投影型线的后掠角沿机体坐标系的z方向变化规律即给定后掠角方程，并求解乘波体前缘线水平投影型线；接着设计并求解激波...; 陈韶华柳军丁峰刘珍王晓燕罗仕超蒋浩张文浩

基于合成热射流的机翼除冰实验研究被引量：4: 2017年; 在人工结冰条件下,利用合成双射流激励器与电热贴片形成合成热射流激励器,开展合成热射流机翼除冰试验,验证合成热射流机翼除冰方案的可行性,同时分别研究除冰的环境温度和射流出口通道开缝角度对机翼除冰效果的影响。研究表明:合成热射流方案与纯加热方案相比,除冰时间能够减少25.0%~36.4%。合成双射流能够促进热能的扩散,加速机翼表面开缝附近冰的融化,使得合成热射流有较好的除冰效果,且出口通道开缝角度与表面积冰越垂直,加速除冰效果越明显。; 蒋浩金龙牛上维夏智勋罗振兵; 关键词：机翼低温环境除冰

一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法: 本发明公开了一种基于等离子体冲击射流的破除冰方法，在有除冰需求对象的易结冰区域中，与该易结冰区域物面平齐安装等离子体激励器和结冰探测器，等离子体激励器和结冰探测器均与一控制器连接，当结冰探测器探测到该易结冰区域物面发生结...; 罗振兵王林蒋浩夏智勋周岩

自维持合成双射流对超声速燃烧室凹腔质量交换特性影响研究: 2018年; 为了改善燃烧室凹腔与主流的掺混性能,提出了一种利用凹腔内压力差形成自维持合成射流的流场控制方法,在超声速冷流条件下,采用动网格技术对激励器的膜片振动过程进行模拟,详细分析了自维持合成双射流与凹腔相互作用的过程,研究了激励器出口位置、参数、凹腔构型以及来流Ma数等参数的影响。结果表明:加入自维持合成双射流激励器可以大幅提升凹腔的质量交换特性,减小气体在凹腔内的驻留时间;且激励器出口位置分布对控制效果影响较大,当激励器出口位于凹腔底部中间位置时,质量交换率最大能够提升49%。此外,凹腔构型以及来流条件都会影响自维持合成双射流对凹腔掺混的控制效果,在相同来流条件下,凹腔长深比越大,控制效果越显著,自维持合成双射流能使长深比L/D=7.76的凹腔质量交换率提升115%;对于同一凹腔,随着来流马赫数增加,激励器对凹腔质量交换特性控制效果提升更为明显,但改变振动膜片的振幅和频率对控制效果的改善不明显。; 杨升科罗振兵邓雄蒋浩刘强

后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法: 本发明提供一种后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法，其首先给定基准流场参数，给定乘波体前缘线水平投影型线的后掠角沿机体坐标系的z方向变化规律即给定后掠角方程，并求解乘波体前缘线水平投影型线；接着设计并求解激波...; 陈韶华柳军丁峰刘珍王晓燕罗仕超蒋浩张文浩

一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法: 本发明公开了一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法，涉及流体力学流动控制领域、等离子体物理应用领域。该方法采用高压气源喷气装置或等离子体合成射流装置，对高超声速飞行器流场中的激波进行控制，使得高超飞行器前缘头激波抬起、...; 王林罗振兵周岩夏智勋蒋浩

高超声速飞行器设计方法及系统: 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...; 丁峰张文浩柳军陈韶华蒋浩周芸帆于红恩

高超声速飞行器设计方法及系统: 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...; 丁峰张文浩柳军陈韶华蒋浩周芸帆于红恩

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蒋浩