本發明公開了一種針對內外流一體化設計的高效優化方法，涉及飛行器設計技術領域，其技術方案要點是：步驟為：S1：采用VanLeer格式處理對流項，并進行變分；其中伴隨方程的殘差項為：項為：S2：對伴隨方程的殘差項變分，即得：即得：S3：采用...

本發明公開了一種高效防隔熱承載一體化的夾芯復合結構，包括金屬外面板、中間夾芯層和金屬內面板，中間夾芯層包括隔熱材料層、相變材料層和芯子桿，隔熱材料層相對相變材料層靠外，芯子桿穿過隔熱材料層和相變材料層，芯子桿的內外端分別連接金屬外面板和...

本發明公開了一種寬速域高隱身背負式超聲速進氣道，涉及飛行器進排氣系統設計技術領域，其技術要點為：進氣道的整體形式為背負式，包括喉道、唇口外罩、機頭前體、DSI鼓包、S彎進氣道和發動機入口。本發明中唇口外罩側向斜切，使得電磁反射集中在特定...

本發明公開了一種抗超高溫超流速燃氣沖刷YSZ涂層及其在超燃速沖壓發動機中的應用，YSZ涂層是由球形薄壁空殼納米t

本發明屬于飛行器發動機推力矢量設計領域，公開了一種適用于無尾布局的流體推力矢量噴管，包括無尾布局后體、雙S彎噴管和二次流注入縫，所述雙S彎噴管設置在無尾布局后體的一側，所述雙S彎噴管的寬高比大于4，所述二次流注入縫設置在雙S彎噴管上。本...

本發明提供一種串聯式雙燃燒室旋轉爆震沖壓發動機及工作方法，包括燃燒室外殼體、包括進氣道、隔離段、第一級燃燒室、第一級收縮段、第二級燃燒室、第二級收縮段、出口噴管、燃燒室中心體、第一級燃料噴注腔、第二級燃料噴注腔、第一級燃料噴孔、第二級燃...

本發明公開了一種適用于加油錐套主動增穩的高性能翼型，滿足氣動/幾何約束條件下，設定翼型最大相對厚度為5.6％，最大相對厚度位置位于10％弦長；設定翼型最大相對彎度為4％，最大相對彎度位置位于31％弦長；設定翼型相對前緣半徑為0.0081...

本實用新型公開了一種無人機系統的測試仿真裝置及系統；涉及無人機仿真測試技術領域；基于原有的測試仿真系統進行結構上的改進，一方面，設置一體化的測試仿真裝置，將處理器、接口模塊和電源模塊統一集成到航插連接器上，實現對飛控接口的統一調理和管理...

本發明涉及可調式浮力測量系統及水空兩用無人機，該可調式浮力測量系統包括氣囊、拉力傳感器、板狀件、高壓氣瓶和浮力控制器。拉力傳感器具有第一端和第二端，第一端固定，第二端耦接至板狀件的一個板面側，氣囊耦接至板狀件的另一個板面側，拉力傳感器被...

本發明屬于超燃沖壓發動機地面試驗領域，公開了一種超燃沖壓發動機光學觀測玻璃的快速更換裝置，包括玻璃固化框和與玻璃固化框螺栓連接的玻璃壓框，所述玻璃固化框與玻璃壓框的中部相互連通形成空腔，所述空腔內設有光學玻璃；所述光學玻璃與玻璃固化框之...

本發明提供一種基于密切方法的非對稱雙乘波構型設計方法，包括步驟：S1、根據設計指標采用特征線法獲得第一軸對稱曲面壓縮外錐流場及激波面；S2、以S1的激波面為約束，利用特征線法獲得第二軸對稱曲面錐及第二軸對稱曲面壓縮外錐流場及激波面；S3...

本發明提供一種三維前緣可定制的流線追蹤類乘波體設計方法，包括步驟：S1、給定乘波體三維前緣線；S2、以三維前緣線在YOZ平面的投影曲線為自由流面約束線，構造乘波體圓弧段出口激波型線；S3、求解滿足步驟S2約束條件的軸對稱外錐激波型線；S...

本發明屬于飛行器外形隱身設計計算技術領域，公開了基于伴隨方程的RCS敏感度及設計變量梯度計算方法，包括S1、基于自動微分技術對阻抗矩陣、激勵向量偏導數的計算；S2、基于稀疏矩陣存儲技術對阻抗矩陣偏導數的存儲；S3、基于伴隨方程對表面敏感...

本發明涉及電動開閉掛載艙及水空兩用無人機，該電動開閉掛載艙包括艙門、氣囊艙、鉸鏈組件、馬達和氣囊。氣囊艙具有氣囊艙主體，鉸鏈組件具有上鉸鏈和下鉸鏈，上鉸鏈附接至氣囊艙主體，下鉸鏈附接至艙門，艙門能夠通過鉸鏈組件相對于氣囊艙主體樞轉。馬達...

本發明涉及海上運輸技術領域，公開一種浮力調節裝置及半潛式運輸平臺。該浮力調節裝置包括浮筒和若干連通管。浮筒包括連通艙，連通艙具有底部透水口和多個艙段，各艙段相互連通，底部透水口的數量少于艙段的數量。各連通管獨立設置且分別與每個艙段連通，...

本發明公開了一種綜合考慮葉片罩量和冷熱態關系的航空發動機葉片結構優化方法，將葉片罩量調整和冷熱態換算作為一個完整的優化過程；其中，葉片的罩量為優化變量，根據葉片數值分析得到的截面變形進行調整；罩量調整后的葉型為目標葉型；目標葉型數值分析...

本發明屬于內流空氣動力學光學測量技術領域，公開了一種防污染型激光導入裝置。本發明的防污染型激光導入裝置包括裝置主體和防護氣簾生成系統；外部的激光器的激光經裝置主體的透鏡組調理后沿光路通道的中心軸線行進，最終由反射鏡反射導出，照射航空發動...

本發明屬于空氣動力學及飛行力學領域，公開了一種超高速飛行器縱橫向耦合運動穩定性分析方法，包括如下步驟：針對需要研究的飛行器運動特性，建立俯仰通道運動方程；通過CFD計算獲得滾轉力矩靜導數以及滾轉力矩動導數；通過多項式擬合獲得滾轉力矩靜導...

本發明公開了一種用于表征前體進氣道一體化綜合性能的方法，涉及高超聲速飛行器空氣動力學領域，包括步驟：S1、計算前體進氣道的各單項性能指標；S2、對S1的各單項性能指標無量綱處理，得到綜合性能評價指標因子；S3、由S2的綜合性能評價指標因...

本發明公開了一種六自由度非完全可觀空戰機動智能決策模型設計方法，涉及航空飛行器空戰智能決策技術領域，其技術方案要點是：包括兩大步驟，第一是決策模型設計的仿真交互環境構建，第二是決策模型的強化學習訓練。針對空戰對抗中無法獲得對方飛機完整狀...