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农业化学；冶金建筑机械工程区域搜索

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B 作业；运输

C 化学；冶金

D 纺织；造纸

E 固定建筑物

F 机械工程、照明、加热

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2023-10-24 公布专利

2023-10-20 公布专利

2023-10-17 公布专利

2023-10-13 公布专利

2023-10-10 公布专利

2023-10-03 公布专利

2023-09-29 公布专利

2023-09-26 公布专利

2023-09-22 公布专利

2023-09-19 公布专利

专利权人

国家电网公司

华为技术有限公司

中兴通讯股份有限公司

三星电子株式会社

中国石油化工股份有限公司

鸿海精密工业股份有限公司

松下电器产业株式会社

上海交通大学

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[发明专利]一种高超声速飞行器运动控制设计方法-CN201410102238.5在审
发明人：宋谨;韩松;其他发明人请求不公开姓名 -专利权人：湖北蔚蓝国际航空学校有限公司
申请日： 2014-03-19 - 公布日： 2014-06-04 - 主分类号： G05D1/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器运动控制设计方法，包括以下步骤：给定高超声速飞行器的纵向模型；根据由二阶系统模型描述的发动机的动态方程，完成对高超声速飞行器的有限时间高度控制设计；根据控制器增益选择的充分条件，实现飞行速度和航迹倾角在有限时间内收敛到给定值，进而完成对高超声速飞行器的有限时间速度控制设计。本发明基于有限时间控制技术的控制方法，结合动态逆与有限时间控制技术的控制器设计方法，将高度控制和速度控制看作2个子系统分别设计控制器，解决了高超声速飞行器模型阶次高难以实现有限时间控制的困难。
一种高超声速飞行器运动控制设计方法

[发明专利]一种固体火箭粉末超燃冲压发动机-CN201811095086.5在审
发明人：刘冰;夏智勋;吕仲;马立坤;赵翔 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-09-19 - 公布日： 2019-02-12 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：一种固体火箭粉末超燃冲压发动机，包括进气道、燃气发生器、超声速燃烧室以及尾喷管，还包括粉末供应系统，在所述进气道的内壁上开设有联通粉末供应系统的粉末喷出口，粉末供应系统输出的粉末燃料经粉末喷出口推进到进气道，进气道内的超声速来流空气卷吸粉末燃料以实现粉末燃料与超声速来流空气的掺混且在掺混后进入超声速燃烧室，粉末燃料以及富燃燃气在超声速燃烧室中燃烧产生的高温高压气体经尾喷管膨胀做功，产生推力。
粉末燃料进气道超声速燃烧室粉末供应系统超燃冲压发动机固体火箭喷出口尾喷管掺混粉末供应装置高温高压气体燃气发生器膨胀做功主动调节供应量可调的飞行器富燃卷吸联通内壁空域燃气燃烧输出

[发明专利]一种暂冲式超声速风洞正激波位置测量及判断的方法-CN201510668548.8在审
发明人：杨洋;林学东;周波;张林;尹疆;谢艳;熊波;蒋鸿;涂清;周洪;马磊;郑晓东;高川;刘光远;景光松 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2015-10-13 - 公布日： 2016-01-20 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种暂冲式超声速风洞正激波位置测量及判断的方法，通过对超声速风洞试验段入口至超声速扩散段出口沿线静压的测量和分析判断,寻找出静压忽然升高并随着型面扩张出现单调增加的位置,从而准确确定出正激波的位置并实时显示,使以往超声速风洞试验过程中无法确定的正激波位置变得实时可见,为超声速风洞精细化控制、智能化安全保护提供了有力的数据保障。
一种暂冲式超声速风洞激波位置测量判断方法

[发明专利]高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用发生装置及测量系统-CN201911183018.9在审
发明人：赵翔;马立坤;夏智勋;李潮隆;刘冰;冯运超 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-11-27 - 公布日： 2020-02-21 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：一种高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用发生装置及测量系统。包括超声速来流生成器、气动式粒子发生器、乙烯/氧气/空气燃气发生器以及实验仓。利用流场显示测量系统对实验仓内高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量。流场显示测量系统包括滤波片/光电倍增管/ICCD系统、PLIF系统或/和纹影系统。各种流场显示测量系统设置在实验仓的外侧，透过实验仓上开设的可视窗，对实验仓内高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量，并将测量到的数据传输给计算机。利用本发明可以对高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量。
高焓气固两相横向射流超声速气流耦合作用发生装置测量系统

[发明专利]一种超高精度的高超声速飞行器轨迹优化最优控制仪-CN201911150158.6在审
发明人：吕露;徐国强;张志猛;叶松;杨业;刘兴高 -专利权人：浙江大学
申请日： 2019-11-21 - 公布日： 2020-05-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种超高精度的高超声速飞行器轨迹优化最优控制仪，用于对飞行器轨迹进行控制。它由飞行器传感器、飞行器控制器、飞行器执行器构成。高超声速飞行器进入再入段后，飞行器控制器自动执行内部超高精度自适应优化算法，得到使高超声速飞行器航程最远的轨迹优化控制策略，飞行器控制器将获得的最优控制策略转换为控制指令发送给飞行器执行器执行。本发明能够根据高超声速飞行器不同的海拔高度、速度、飞行航道倾角和飞行水平距离状态快速地得到轨迹优化控制策略，使高超声速飞行器获得更远航程。
一种超高精度高超声速飞行器轨迹优化最优控制

[发明专利]高超声速飞行器机载轨迹规划方法、装置、飞行器及介质-CN202111580724.4在审
发明人：王鹏;鲍存余;何睿智;汤国建 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-12-22 - 公布日： 2022-03-29 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：高超声速飞行器机载轨迹规划方法、装置、飞行器及介质，将高超声速飞行器的再入滑翔段运动方程作为其轨迹规划问题的训练环境；构建所述轨迹规划问题的状态空间和策略动作空间、环境动态转移函数、奖励函数以及折扣因子将飞行过程中获得的状态空间输入到训练好的Actor网络，获得策略动作空间，使高超声速飞行器将按照所述策略动作空间飞行至预定的目标区域，完成再入滑翔段飞行任务。本发明利用人工智能算法在实现了高超声速飞行器滑翔段机载实时轨迹规划，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速变形飞行器再如滑翔飞行的轨迹在线规划困难的问题。
高超声速飞行器机载轨迹规划方法装置介质

[发明专利]一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置-CN202211219165.9在审
发明人：凌岗;孙启志;杨波;巢根明 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2022-10-08 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明属于高超声速风洞设备设计技术领域，具体涉及一种降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置。本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置包括安装在稳定段壳体的内腔中，从前至后顺序排列的锥孔扩散段、蜂窝器、烧结网段和压紧段；在稳定段壳体上开有皮托压力测量接口、脉动压力测量接口；还包括用于替换烧结网段的替换段本发明的降低大口径高超声速风洞低马赫数气流脉动的装置能够改善高超声速风洞在低马赫数运行时，稳定段内出现的试验气流的流动分离现象，降低试验气流的气流脉动，提高飞行器模型测力试验精度。
一种降低口径高超声速风洞马赫数气流脉动装置

[发明专利]一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法-CN202310175093.0在审
发明人：苏善伟;张晓燕;胡锦涛 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-02-24 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提出一种基于速度调节的滑翔式高超声速飞行器编队控制方法，包括如下步骤：步骤一：构建滑翔式高超声速飞行器再入段三自由度动力学模型；步骤二：构建滑翔式高超声速飞行器速度调节控制方案；步骤三：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制模型；步骤四：构建多滑翔式高超声速飞行器编队控制方案。
一种基于速度调节滑翔高超声速飞行器编队控制方法

[发明专利]超声速引射器-CN201510249692.8有效
发明人：郭孝国;王宏亮 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-05-15 - 公布日： 2017-07-07 - 主分类号： F04F5/16 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速引射器。其包括进气压力室、引射喷管、超声速扩压段和壳体圆筒，所述引射喷管是利用混合室将多级拉瓦尔喷管串联后再通过混合室与尾喷管串联而构成的，所述拉瓦尔喷管的扩张部分的周壁上均开设有顺向进气槽，所述引射喷管的前端与所述进气压力室相连，其后端的尾喷管出口套接在所述超声速扩压段内，所述进气压力室、所述引射喷管和所述超声速扩压段均以与所述壳体圆筒同中轴线的方式安装固定在所述壳体圆筒内。根据本发明的超声速空气引射器，充分利用空气的压力能，气体分级膨胀压缩，混合充分，效率高，采用中心对称结构，制造加工简单、成本低。
超声速引射器

[发明专利]基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置-CN201110342078.8有效
发明人：岳连捷;肖雅彬;彭辉;陈立红;张新宇 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2011-11-03 - 公布日： 2012-06-20 - 主分类号： G01M15/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置，包括：高超声速进气道，设置在风洞试验舱内，所述高超声速进气道的入口端与所述风洞实验舱的风洞喷管相对；膜片，通过夹膜装置安装在所述高超声速进气道的出口端本发明解决了利用激波风洞开展高超声速进气道自起动特性研究的试验手段问题，可模拟进气道不起动阶段的拟稳定周期性流态，且具有足够时长，并在设定的时间范围内考察进气道自起动特性，保证了自起动试验的有效性及可重复性
基于激波风洞高超声速进气道起动测试装置

[发明专利]一种定几何二元高超声速进气道及设计方法-CN201710416401.9有效
发明人：谢文忠;高晓天;谭慧俊;施欢;王肖 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-06-05 - 公布日： 2018-07-27 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提出了定几何二元高超声速进气道。它在高超声速进气道唇罩入口附近设置一块呈“拱桥”形状、水平放置的隔板。本发明的工作原理是：对于捕获的来流而言，二元高超声速进气道喉道显得过小，其自起动性能往往较差，在进气道唇罩入口附近引入隔板，利用隔板的分割作用，将进气道原内收缩段划分为三个子内收缩段，原内收缩段的压缩量由三个子内收缩段分担每个子内收缩段的内收缩比都比原内收缩段大幅降低，所以该构型可显著降低二元高超声速进气道的自起动马赫数。本发明几何形状固定、结构简单、易于实现，能够大幅提高二元高超声速进气道的自起动性能。
内收缩高超声速进气道隔板自起动进气道进气道唇罩工作原理马赫数压缩量拱桥唇罩构型喉道捕获分担分割引入

[发明专利]一种高超声速飞行器的全局镇定控制方法及系统-CN202111663061.2有效
发明人：张言军;孙健 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2021-12-31 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速飞行器的全局镇定控制方法及系统。该方法包括构建非最小相位高超声速飞行器的纵向动力学模型；通过坐标变换将高超声速飞行器的非零平衡点平移到坐标原点，进而将纵向动力学模型进行转化；转化后的纵向动力学模型包括输出动力学模型和内部动力学模型；采用状态分解方法对转化后的纵向动力学模型进行变量分解，并利用分解后的变量构建辅助系统模型；所述辅助系统模型包括：输出动态和内部动态；根据输出动态，基于反馈线性化理论确定控制律；利用控制律实现高超声速飞行器的全局镇定的控制。本发明能够实现非最小相位高超声速飞行器的全局镇定控制。
一种高超声速飞行器全局镇定控制方法系统

[发明专利]一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法-CN202210744802.8有效
发明人：孙启志;凌岗;杨波;谢飞;许晓斌;蒋万秋 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2022-06-29 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种用于高超声速风洞的多层烧结网试验选型方法。通过总压分布均匀性测量试验、烧结网压力损失测量试验、脉动压力测量试验和风洞流场品质综合性能评估试验，测量稳定段内的烧结网压力损失、总压分布均匀性、气流脉动衰减、对流场品质综合性能提升程度等，能够真实模拟烧结网在高超声速风洞中的性能，根据试验评估结果最终确定在高超声速风洞建设或改造中选用烧结网的目数和厚度。通过试验获得的数据作为风洞运行参数设定依据和风洞流场品质性能技术指标，选型评估的试验结果可应用到不同口径的高超声速风洞进行选型。
一种用于高超声速风洞多层烧结试验选型方法

[发明专利]一种等离子体发生器的超声速喷管及其设计方法-CN201910721491.1有效
发明人：喻明浩;马利斌;王哲 -专利权人：西安理工大学
申请日： 2019-08-06 - 公布日： 2022-10-14 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种等离子体发生器的超声速喷管，包括安装在等离子体发生器腔室出口端的孔板，孔板下端固接喷管的入口端，喷管的出口端与试验腔固接；喷管包括喷管内壁体，在喷管内壁体的外面套装有外壁体，外壁体和喷管内壁体之间设置有夹层本发明的超声速喷管能够产生稳定、速度大的超声速等离子体气流，同时还可以根据用户需求调整参数，应用于其他技术行业。本发明还公开了一种等离子体发生器的超声速喷管的设计方法，具体包括：(1)喷管收缩段的设计；(2)喷管扩散段的设计，解决了现有技术中存在的超声速喷管的设计算法复杂的问题。
一种等离子体发生器超声速喷管及其设计方法

[发明专利]一种高超声速风洞混合加热气体喷流试验装置-CN202211237265.4有效
发明人：解福田;舒海峰;林敬周;许晓斌;蒋万秋;邱华诚;王南天;侯峰伟;陈久芬 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2022-10-11 - 公布日： 2022-12-09 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明属于高超声速风洞试验技术领域，公开了一种高超声速风洞混合加热气体喷流试验装置。该喷流试验装置以高超声速风洞来流为前方，包括位于高超声速风洞试验段中心轴线上的尾支杆，连接在尾支杆前段的喷管及连接接头，以及连接在尾支杆后段的竖直进气管及连接接头或者水平进气管及连接接头。该喷流试验装置解决了高超声速风洞中内隔热支杆的结构设计问题，特别适用于解决混合气体喷流的支杆传热问题；有效保证了喷流装置在高温、高压等极端环境下正常工作，消除了高温喷流气体对机构和天平的破坏性传热问题，
一种高超声速风洞混合加热气体喷流试验装置

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