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[发明专利]高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法-CN201910776494.5有效
发明人：王鹏;鲍存余;汤国建 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-08-22 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G05D1/12 文献下载
摘要：一种高超声速飞行器俯冲段制导、姿控、变形一体化控制方法，将当前运动目标相对于高超声速变形飞行器质心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的输入，根据高超声速变形飞行器俯冲段带落角约束的制导、姿态控制、变形一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角及高超声速变形飞行器的变形率指令，并输入到超声速变形飞行器的六自由度运动模型，高超声速变形飞行器将跟踪运动目标本发明利用飞行器的变形特性对升力进行控制，发挥了变形辅助飞行器机动的作用，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制导、控制、变形之间协调困难的问题。
高超声速飞行器俯冲制导姿控变形一体化控制方法

[发明专利]一种壁面喷注气态燃料与超声速来流混合效率的测量方法-CN202110522048.9有效
发明人：李西鹏;潘余;王宁;赵玉新;刘卫东 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-05-13 - 公布日： 2021-07-09 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：本申请涉及一种壁面喷注气态燃料与超声速来流混合效率的测量方法，所述方法包括：在超燃冲压发动机的燃烧室出口的中心轴线处获取超声速来流在壁面气态燃料喷注前后的总焓差值，根据总焓差值评估超声速来流在超燃冲压发动机燃烧室中与气态燃料的混合效率基于这一方法，可以通过简单的测量和计算快速定性评估燃烧室中燃料和气流的混合效率，以及评估在燃烧室中各位置燃料和气流的混合效率，具有计算方式简单、响应频率快、方便快捷等优点，能够快速评估燃料喷注方案的优劣
一种壁面喷注气态燃料超声速混合效率测量方法

[发明专利]利用外加瞬时能量源在超声速气流中起爆斜爆震波的方法-CN201911365425.1有效
发明人：肖保国;刘彧;陈伟强;王超;蔡建华;郑榆山;王兰;邢建文;何粲 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心
申请日： 2019-12-26 - 公布日： 2023-01-13 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明公开了利用外加瞬时能量源在超声速气流中起爆斜爆震波的方法，涉及吸气式高超声速飞行器技术领域，具体方案为：包括以下步骤：S1：在激波发生装置处加设瞬时能量源发生器；S2：确定相应可燃气体的当地CJ爆震传播速度本发明提供的利用外加瞬时能量源在超声速气流中起爆斜爆震波的方法能够在较低的来流静压和小尺寸、小角度斜劈上起爆斜爆震波，有利于减小发动机和进气道阻力及进气道总压损失。
利用外加瞬时能量超声速气流起爆震波方法

[发明专利]一种可工况宽范围调节的超声速预混气流生成装置-CN201911397278.6在审
发明人：雷静;席文雄;罗世彬 -专利权人：湖南云顶智能科技有限公司
申请日： 2019-12-30 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明提供一种可工况宽范围调节的超声速预混气流生成装置，包括：包括加热器、冷空气掺混段、燃料掺混器以及喷管，所述加热器与冷空气掺混段前端相连，所述冷空气掺混段的后端与所述燃料掺混器的前端相连，所述燃料掺混器末端连接有喷管本发明提供一种可工况宽范围调节的超声速预混气流生成装置，具有气流供应温度宽范围调节的特点。
一种工况范围调节超声速气流生成装置

[发明专利]等离子体/波瓣组合式的掺混强化试验装置及其系统-CN202210989119.0在审
发明人：敖文;吴世曦;岳松辰;刘露;文瞻;刘佩进 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-08-17 - 公布日： 2022-12-06 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明公开了等离子体/波瓣组合式的掺混强化试验装置及其系统，试验装置，包括：进气管，进气管的侧壁上开设有超声速入口，喷管，其侧壁上开设有超声速通孔，超声速通孔用于通过进气管的超声速入口的超声速空气穿过超声速通孔进入喷管，掺混管，其一侧壁上开设有多个用于插入正电极的正电极孔，其另一侧侧壁上开设有多个负电极孔，使得从进气管出口喷出且进入掺混管的亚声速空气和从喷管后端喷出的超声速空气在电场内进行掺混后从掺混管的出口喷出；本发明为研究真实状态下的亚
等离子体组合式强化试验装置及其系统

[发明专利]基于超声速剪切层模化的多通道最大推力组合喷管设计方法及超声速剪切层模化算法-CN202111525341.7在审
发明人：陈匡世;徐惊雷;黄帅;周建兴 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-12-14 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明首先公开了一种超声速剪切层模化算法，选取气流压力和气流角度为迭代变量，基于离散流场中的已知点的气动参数，采用预估—校正的方法不断迭代，直到迭代变量间的相对误差小于预设阈值，迭代变量收敛；基于所述预估‑校正思想完成超声速剪切层点的求解；同时还提供了基于所述超声速剪切层模化算法的多通道最大推力组合喷管设计方法，包括上游通道Ⅰ、通道Ⅱ反设计求解、初值面下游混合段流场求解、剪切层模化求解、喷管尾喷管壁面坐标求解、最大推力喷管控制点求解和最大推力喷管控制面求解；本发明基于压力‑气流角平衡的思想提出了一种剪切层模化算法，将流场结构融入喷管设计之中，消除了流场中复杂的流动结构。
基于超声速剪切层模化通道最大推力组合喷管设计方法算法

[发明专利]燃料喷注设备和发动机-CN202010680939.2有效
发明人：徐旭;靳雨树;周文元;杨庆春 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2020-07-15 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：、汇流腔、上游喷孔和下游喷孔，燃烧室包括吸气口和喷气口；燃烧室分别通过上游喷孔和下游喷孔与汇流腔连通；上游喷孔以预设距离设置在下游喷孔靠近吸气口的一侧；汇流腔用于容置液体燃料；燃烧室用于接收外部输入的超声速气流，超声速气流的流向为从吸气口流向喷气口；上游喷孔和下游喷孔均用于将汇流腔中的液体燃料喷注至燃烧室中，以在喷注过程中实现超声速气流对液体燃料的雾化和破碎，通过上述结构设置，能够获取具有较强掺混效果且结构简单的燃料喷注设备
燃料设备发动机

[发明专利]一种高超声速吸气式冲压发动机气动推力的分析方法-CN201610843490.0有效
发明人：吴晨曦;樊菁 -专利权人：北京机械设备研究所
申请日： 2016-09-22 - 公布日： 2019-09-13 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速吸气式冲压发动机气动推力一体化分析方法，包括：步骤S1、获取待分析高超声速吸气式冲压发动机的参数；步骤S2、根据输入参数计算来流空气质量流量及进气道出口马赫数；步骤S3、根据步骤S2计算得到的进气道出口马赫数计算燃烧室释热段出口马赫数；步骤S4、根据步骤S3计算得到的释热段出口马赫数计算燃气流的尾喷管出口马赫数；步骤S5、据根据步骤S4计算得到的尾喷管出口马赫数计算发动机推力数据。利用本方法能够快速进行高超声速吸气式冲压发动机气动推力计算，为高超声速飞行器的气动布局设计优化提供有力的工具，提供最优分析结果，能够节约高超声速飞行器研制中采用数值仿真、试验验证所需要的研制时间成本和金钱成本
一种高超声速吸气冲压发动机气动推力分析方法

[发明专利]一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法-CN202210644177.X有效
发明人：王彬文;姚港;秦强;丛琳华 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-09 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法，该方法包括以下步骤：一、高超声速飞行器结构热强度试验的搭建；二、坐标建立；三、矩体试验件辐射总热流的获取；四、热反射屏的参数设计优化。本发明方法步骤，设计合理，实现高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏结构参数的设计优化，改善了高超声速飞行器结构试验件表面所受热流场均匀性，以使高超声速飞行器结构试验件表面温度场均匀，从而增加了后续高超声速飞行器结构热强度试验的准确度
一种高超声速飞行器结构强度试验反射设计方法

[发明专利]一种超声速混合层控制方法-CN201810198773.3有效
发明人：王鹏;沈赤兵;罗振兵;周岩;方昕昕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-03-12 - 公布日： 2020-06-02 - 主分类号： B01F11/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种超声速混合层主动控制方法。通过利用射流对超声速混合层施加扰动，并利用射流诱导产生的激波对超声速混合层继续施加扰动，实现了对超声速混合层的主动控制。与现有技术相比，该方法能够解决传统超声速混合层控制方法工作频率低、能量密度低、需要额外气源且掺混效率不高的问题。
一种超声速混合控制方法

[发明专利]用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法-CN201510471105.X有效
发明人：张红军;王荣;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-08-04 - 公布日： 2015-11-18 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法，包括以下步骤：通过超声速进气道通流流场的数值计算，得到超声速进气道的流量系数和喉道前的总压恢复系数，同时提取喉道位置的流动参数；根据提取的喉道位置的流动参数计算喉道处正激波的总压恢复系数及亚声速扩压段的总压恢复系数，由三部分乘积得到超声速进气道的总压恢复系数；同时将提取的喉道位置的流动参数代入到喉道处的临界压力的数学模型和亚声速扩压段的压升规律的数学模型中，两者之和得到超声速进气道的临界反压。本发明提供了一种高效、高精度的超声速进气道的临界性能计算方法。
用于超声速进气道优化设计临界性能计算方法

[发明专利]一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型-CN201910158141.9有效
发明人：白俊强;李立;屈峰;马世伟;张煜;杨一雄 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2019-03-03 - 公布日： 2022-03-29 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供的适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C。本发明的特点是：首先，其在超声速状态时，在保证升阻比的前提下提升了可使用升力系数，可有效增强超声速靶机的超声速机动特性；其次，其在跨声速状态下，升阻比特性和可使用升力系数均得到了一定改善，能够提升超声速靶机在跨声速状态巡航时的升阻特性和机动动作时的过载性能；此外，其在低速状态下的可使用最大升力系数、失速性能和升阻比也都得到了提升，从而满足超声速靶机在起降阶段的性能需要。
一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能新概念

[发明专利]高超声速湍流中各向异性功率谱和波结构函数特性的仿真方法-CN201710342571.7有效
发明人：李江挺;宫腾;郭立新;杨少飞;程明建 -专利权人：西安电子科技大学
申请日： 2017-05-16 - 公布日： 2017-10-17 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速湍流中各向异性功率谱和波结构函数特性的仿真方法，主要解决现有技术不能得出高超声速湍流折射率起伏各向异性功率谱，从而无法进行电波传播的仿真。根据高超声速湍流混合层实验图像傅里叶变换得到折射率空间变化功率谱密度数据；修正von Karman功率谱，使其更好的吻合高超声速湍流的功率谱密度数据；再此基础上引入各向异性参数ξx和ξy，建立高超声速湍流各向异性功率谱模型；最后利用随机介质中的波传播理论仿真计算了高超声速湍流中电磁波束的波结构函数和空间相干半径随折射率起伏方差、外尺度和各向异性参数的变化特性。本发明弥补了高超声速湍流中折射率起伏功率谱的空缺，使随机介质中的波传播理论不再局限于大气湍流的研究领域，可用来研究高超声速湍流中的电磁波传播特性。
高超声速湍流各向异性功率结构函数特性仿真方法

[发明专利]基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法-CN201811153157.2在审
发明人：罗振兵;周岩;夏智勋;王林;邓雄;刘强 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-09-30 - 公布日： 2019-01-22 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器侧翼上游安装等离子体合成射流激励器；在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波脚抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。本发明在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下有效降低高超声速飞行器阻力。
高超声速飞行器侧翼激波等离子体合成射流激励器高速气体射流翼斜激波减阻前缘射流弱化合成飞行器外形动力系统飞行过程高超声速角度减小强度减弱射流干扰受热膨胀体内气体大尺度高温区激励器外表壁涡结构助推器放电喷出抬高体内上游自由

[发明专利]一种高超声速飞行器机动状态识别方法-CN202210258412.X在审
发明人：张君彪;熊家军;兰旭辉;沈延安;陈新 -专利权人：中国人民解放军空军预警学院
申请日： 2022-03-16 - 公布日： 2022-06-24 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器机动状态识别技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器机动状态识别方法。高超声速飞行器机动建模；对高超声速飞行器机动类别进行划分，构造特征参数集，在不同初始变量条件下，生成轨迹库，并将轨迹库中包含的特征识别参数信息作为训练数据；建立基于多通道注意力机制卷积长短时记忆网络的高超声速飞行器机动状态识别模型，并对模型进行训练；采集特征识别参数信息，将特征识别参数信息输入至训练好的模型，输出高超声速飞行器机动状态识别结果。解决了临近空间高超声速飞行器飞行速度快、机动状态转换所需的空间范围广、特征提取困难，常规机动状态识别方法难以直接应用于高超声速飞行器并高精度识别其机动状态的问题。
一种高超声速飞行器机动状态识别方法

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