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[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

[发明专利]一种融合气动原理的高速飞行器十字舵效估算方法-CN202310121988.6在审
发明人： 俞宗汉;靳梓康;孙海亮;张伟;于磊;李伟;孟凡硕 -专利权人：北方工业大学
申请日： 2023-02-16 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种融合气动原理的高速飞行器十字舵效估算方法，包括包括如下步骤：确定初始条件与飞行器模型参数，进行四舵零偏下的数值仿真并保存其结果；输入四个舵角，将其化为5种等效舵偏角进行处理；运用压缩/膨胀气动理论进行舵在不同来流角度下的受力计算；综合仿真结果与计算所得的舵受力，分别得出在俯仰、偏航复合效应下和在滚转效应下的估算结果。本发明基于空气动力学，运用压缩/膨胀气动原理，以十字舵排布的回转体飞行器为模型，依据输入的不同舵角对空气舵的受力进行计算，并在此基础上进一步进行飞行器舵效的快速估算；该方法贴合工程实际，一定程度上可指导飞行器空气舵的设计工作。
一种融合气动原理高速飞行器十字估算方法

[发明专利]一种抑制激波附面层干扰的自适应抽吸孔板-CN202210091183.7有效
发明人：黄国平;王瑞琳;俞宗汉;严雪阳;雷岳迪 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-01-26 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种抑制激波附面层干扰的自适应抽吸孔板，包括抽吸孔板和设置在吸孔板下方的孔板抽吸腔，孔板抽吸腔内沿流向安装的多段堵孔栅，多段堵孔栅与启闭装置相连，启闭装置驱动堵孔栅堵塞或打开抽吸孔板对应位置处的抽吸孔，利用激波形成的流向某个位置的压力显著提高作为激励信号，驱动被动式堵孔栅启闭装置打开，在该位置进行附面层抽吸，而其他未出现压力大幅波动的位置堵孔栅保持关闭，保证壁面光顺的固壁造型；利用节流锥对孔板抽吸腔及排气路施加合适的背压条件，控制孔板内的抽吸流速既满足抑制分离的要求又避免出现抽吸流量过大的情况，有效地抑制和削弱激波附面层干扰造成的分离流等的影响，保障内流品质。
一种抑制激波附面层干扰自适应抽吸

[发明专利]一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼-CN202310012677.6在审
发明人： 俞宗汉;李伟;隋俊宇;靳梓康;于磊;孟凡硕 -专利权人：北方工业大学
申请日： 2023-01-05 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： B64C3/44 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用细长体高超飞行器的高收纳率旋调式可动翼，包括基于机体与载荷的相对位置关系，建立飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，根据建立的飞行器机体前缘轮廓线坐标模型，给定飞行器机体的前缘线，选取可动翼旋转中心；采用平动和转动结合的旋调式可动翼变动机理，用平动和转动相结合的运动方式得到初始机翼轮廓面积，基于旋转的中心进行干涉区域识别，再以对机体中心轴干涉区域的删除，最终得到机翼有效面积，能充分利用机体狭长的机体内部空间，有效增加机体内部空间的机翼收纳率，使得变动机翼旋调展开后对飞行器升阻比的增益最大化，且收起时与内部装载无干涉。同时可动翼的变形结构简单，可动翼在旋调过程中的升阻比可控。
一种适用细长高超飞行器收纳调式可动翼

[发明专利]一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构-CN202010663225.0有效
发明人：黄国平;王瑞琳;俞宗汉;郝常凯 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-07-10 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。本发明从进气道/机体一体化设计考虑，依靠这种前掠前缘型侧板结构，既可以减弱由于唇口前横向压力梯度造成的横向溢流效应而提升流量捕获系数，又可以利用压缩斜板与机体外侧之间存在的横向压力差，有效排移机体和压缩斜板的附面层，提高进气道捕获气流的总压，改善进气道的内流品质，且保证进气道的起动能力。
一种配合二元超声速进气道前缘板结

[发明专利]基于几何强约束的单转轴升力裕度飞行器可调翼设计方法-CN202310015902.1在审
发明人： 俞宗汉;靳梓康;于磊;李伟;孟凡硕;李强 -专利权人：北方工业大学
申请日： 2023-01-05 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了基于几何强约束的单转轴升力裕度飞行器可调翼设计方法，包括如下三步：确定旋转中心的位置范围、分段式可调翼设计流程和变形翼最大应力区域的校核；旋转中心位置范围的确定需结合所输入的飞行器造型、内部载荷和转轴半径，并在之上间隔取点，以每点为转轴中心分别进行可调翼的设计；上述位置范围划分为两或三个区域，对于在不同区域的点采用不同的设计流程；并选取可使机翼展开面积最大的方案作为设计结果，以飞行器极限飞行条件计算机翼的受力并校核应力强度以确定机翼最小厚度，完成可调翼的设计。本发明基于不同的飞行器外形与内部载荷形状，设计出对应尺寸包络范围内面积最大的绕单轴旋转的变形翼。
基于几何约束转轴升力飞行器可调设计方法

[发明专利]一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法-CN202310078512.9在审
发明人： 俞宗汉;于磊;靳梓康;李伟;孟凡硕;孙海亮;张伟 -专利权人：北方工业大学
申请日： 2023-02-08 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于多段式可伸缩机翼的飞行器气动设计方法，本发明专利属于空天飞行器气动外形设计领域，所述飞行器包括机体、空气舵和变形翼，所述机体包括前部的细长体和后部的机腹，所述飞行器设计方法包括如下步骤：步骤一、变形翼的基本外形设计：所述变形翼为多段式可伸缩机翼，且多段式可伸缩机翼可全部收入机体内；步骤二、机体上表面设计：确保机体的细长体能装下载荷I，且机体表面的高度不能超过发射平台的半径；步骤三、机体下表面设计；步骤四、空气舵设计。本发明的变形翼可以分段展开，进而扩大升阻比的变化范围，变形翼展开后可形成更大的翼面积，形成显著的升力增益。
一种基于段式伸缩机翼飞行器气动设计方法

[发明专利]TBCC变几何进气道排除附面层与兼顾起动性能的侧板泄流槽-CN202111271035.5有效
发明人：黄国平;严雪阳;王瑞琳;俞宗汉;李中龙;钟世林 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-10-29 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种TBCC变几何进气道排除附面层与兼顾起动性能的侧板泄流槽，包括三级压缩TBCC变几何进气道，所述三级压缩TBCC变几何进气道由压缩前体、进气道侧板、进气道唇罩和可转动的末级压缩板构成，所述进气道侧板上开设有泄流槽，所述末级压缩板的前端通过转轴与压缩前体转动连接，所述末级压缩板与进气道唇罩之间形成进气道内通道，本发明的有益效果：对于超声速进气道性能改善有着显著的帮助，可以应用于具有宽广的飞行马赫数以及对进气道性能要求极高的超声速飞行器甚至是高超声速飞行器的动力系统中。
tbcc 几何进气道排除附面层兼顾起动性能侧板泄流槽

[发明专利]一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法-CN202211325042.3在审
发明人： 俞宗汉;黄慧慧;袁亚;靳梓康;李强 -专利权人：北方工业大学
申请日： 2022-10-27 - 公布日： 2023-01-06 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种空天飞行器波浪型转动翼设计方法，包括如下步骤：步骤一、将波浪型转动翼从前至后划分为整流段、过渡段和增升段；步骤二、计算波浪型转动翼的宽度取值范围，确定整流段和增升段波浪型转动翼特征宽度的特征宽度WD、WF；步骤三、将飞行器机体两侧轮廓线向机体外侧平移WD、WF距离，绘制距离机体两侧为WD、WF的基准曲线LD、LF；步骤四、求解波浪型转动翼的外部端点F位置；步骤五、绘制波浪型转动翼的前缘曲线BF；步骤六、前缘曲线BF、圆弧GF和飞行器前缘曲线BG构成波浪型转动翼的俯视外轮廓。本发明对飞行器的转动翼进行设计，使传动翼的前缘曲线呈波浪型，进而使空天飞行器能够兼顾高升阻比/高机动特性。
一种飞行器波浪转动设计方法

[发明专利]基于周向方位角压力梯度修正的内乘波进气道设计方法-CN202210849617.5在审
发明人：奥马尔·穆萨;雷岳迪;俞宗汉;黄国平 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-07-19 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了基于周向方位角压力梯度修正的内乘波进气道设计方法，包括采用密切轴对称流的概念设计内乘波进气道，使用欧拉不可压缩流动方程计算所有密切平面之间的周向速度项，该方程用周向速度表示方位压力梯度，在原设计方法中增加了周向速度项来考虑方位压力梯度的影响，然后采用流线追踪方法得到内乘波进气道的新型面，最后，内乘波进气道的新表面经过平滑处理，避免由于方位压力梯度的突变差异而造成型面畸形，解决三维内乘波进气道的方位压力梯度问题，使周向压力梯度修正后的内乘波进气道在总压恢复和流动均匀性方面表现出更好的性能。
基于方位角压力梯度修正内乘波进气道设计方法

[发明专利]一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局-CN202210976838.9在审
发明人：黄国平;张浩月;俞宗汉;朱远昭;金波 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-08-15 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： B64C1/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种新型垂直起降固定翼无人机气动布局，包括机头、机身、机尾和呈下单翼布局的机翼，其中，所述机身包括机身前段、机身中段和机身后段，所述机身中段包括上半部分的中心体和下半部分的机舱，所述中心体截面向机尾方向收缩，使整个无人机呈现流线；机舱内安装有进气装置、涵道风扇和排气装置，机头两侧平滑过渡至机身中段，进气装置后唇口与机身平滑连接，引导气流沿机身进入所述进气装置内，涵道风扇位于中心体下方且沿机身流向布置，在垂直起降、过渡飞行和高速平飞时气驱动风扇所需的气流沿机身两侧以不同方式进入进气装置，涵道风扇在所有飞行状态下都工作，为无人机提供合适的推力和升力，没有多余死重。
一种新型垂直起降固定无人机气动布局

[发明专利]一种用于垂直起降飞行器的高效低阻进气装置-CN202210347651.2在审
发明人：黄国平;朱远昭;吴洋;俞宗汉 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-04-01 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于垂直起降飞行器的高效低阻进气装置，包括动力段以及进气装置，所述进气装置位于所述动力段上侧以实现对气流的捕获，所述进气装置包括进气段、稳流段以及内通道减阻板，所述进气段位于所述动力段上侧，且通过进气段实现对气流的高效捕获并对其减速，随后通过稳流段保证气流的流向满足涵道风扇的工作条件，通过内通道减阻板后侧生成驻涡以形成气动壁面来减小气流在进气装置后唇口处的转折角以避免此处出现流动分离而导致过大的溢流阻力，保证进气装置结构紧凑，且不用任何可动部件即可保证从垂直起降到水平飞行各状态下涵道风扇高效的进气，可有效降低动力系统的油耗并增大飞行器的航程及载重。
一种用于垂直起降飞行器高效低阻进气装置

[发明专利]基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法-CN202210301150.0在审
发明人： 俞宗汉;常晓华;黄国平;王瑞琳;雷岳迪 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-03-24 - 公布日： 2022-06-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种基于等效堵塞比的混压式进气道起动能力分析方法，包括等效堵塞比εA计算方法、基于等效通流面积的极限堵塞比εA,max预估方法以及进气道起动能力分析方法。该方法主要作用是基于定常数值模拟的数据，完成对进气道通流能力的快速评估，并给出其起动能力的预测。本发明基于定常数值模拟的数据，完成对进气道通流能力的快速评估，并给出其起动能力的预测。本发明相较于常规的起动性能预测方法，将因通流能力受限、下游燃烧室反压波动、激波附面层干扰等因素导致通流能力缩减的复杂流动机理，简化为等效通流面积的缩减，即用气动喉道代替几何喉道以更精确地反映外部因素变化对进气道起动性能的实质影响。
基于等效堵塞混压式进气道起动能力分析方法

[发明专利]内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法-CN202011230880.3有效
发明人： 俞宗汉;黄国平;王瑞琳;严雪阳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体上表面为Bump前体，下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道。上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率；有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重/力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。
外流双乘波高速吸气飞行器及其生成方法

[发明专利]基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体-CN202010739562.3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： 2020-07-28 - 公布日： 2021-10-26 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开一种基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体，该前体为三维的山脊式压力分布的Bump型面，其生成步骤为：(1)由选定的基本流场和截取平面之间的相交线确定一呈抛物线状的前体轮廓线；(2)以前体轮廓线的开口位置的中点为中心，沿前体轮廓线周向扫掠，得到若干离散的二维型线；(3)在每条二维型线上布置山脊式压力分布曲线，若干山脊式压力分布曲线组成准周向压力分布簇；(4)最后基于压力分布反求型面得到前体三维的山脊式压力分布的Bump型面。本发明兼顾高效排移高超声速附面层、减小前体外部阻力，以及Bump中后部的流场均匀性，有利于布置高超声速进气道。
基于整体可控山脊压力分布高速进气道进口

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