“超声速气流”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果651918个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法-CN202010327172.5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： 2020-04-23 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，将当前运动目标地心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务。本发明基于块动态面的方法设计了高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的控制方案，实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速飞行器制导与控制之间协调困难的问题。
高超声速飞行器滑翔制导姿态控制一体化设计方法

[发明专利]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202110146925.7有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -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： 2021-02-03 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[发明专利]一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法-CN202210333933.7有效
发明人：张力文;韩忠华;宋文萍;乔建领;丁玉临;宋科;张科施 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-03-30 - 公布日： 2023-03-10 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，包括以下步骤：选择超声速民机基准构型，提取基准声爆近场波形；截去基准声爆近场波形B1B2A3，确定激波最优峰值和膨胀波最优长度；结合修正的声爆线化理论，对旋成体静音锥外形进行优化设计；将最优旋成体静音锥外形添加到超声速民机基准构型机身截面S3之前，得到超声速民机旋成体静音锥构型。本发明利用修正的声爆线化理论快速预测近场波形，以及优化设计变量数少的优点，能够直接以声爆强度为目标，快速设计出添加旋成体静音锥的超声速民机外形，有效抑制超声速民机巡航阶段产生严重声爆问题，更好地满足超声速民机飞行时对声爆强度的要求
一种针对超声速成体静音快速设计方法

[实用新型]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202120303891.3有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -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： 2021-02-03 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[实用新型]一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置-CN202120293726.4有效
发明人：贾麟;王学林 -专利权人：成都顺和润博科技有限公司
申请日： 2021-02-02 - 公布日： 2021-11-23 - 主分类号： C10L3/10 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置，包括法兰盘，法兰盘一侧连接有调节手柄，调节手柄一侧连接有调节锥芯，调节锥芯表面连接有旋流装置，管体内部连接有收缩壳体，收缩壳体下方连接有超声速冷凝管，扩压壳体下方连接有导流叶片，导流叶片一侧连接有扩压流道，超声速冷凝管内部连接有超声速冷凝孔，通过旋流装置和喷管加速增旋道在极短时间内实现压力能与动能的相互转换，从而获得其压力、温度等状态参数的急剧变化通过设置调节锥芯可对超声速冷凝管的气体进行调节，可以更好地保持超声速冷凝管的旋转和超声速流场，提高了气液分离效果。
一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置

[实用新型]一种可实现超声速流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室-CN202220152362.2有效
发明人：蔡建华;王超;郑榆山;刘彧;陈伟强;肖保国;邢建文;田野;易淼荣;何粲 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2022-01-20 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F23R3/52 文献下载
摘要：本实用新型专利公开了一种可实现超声速流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室，具体涉及冲压发动机技术领域。包括两块盖板，两个盖板之间形成圆盘形的空腔，空腔由中心至边缘依次设有空气集气腔、超声速加速段、扩张段和燃烧室，空气集气腔的厚度大于超声速加速段的厚度，扩张段呈喇叭状且开口小的一侧与超声速加速段连接，超声速扩张段内周向分布有多个燃料喷孔，超声速加速段和燃烧室上均设有光学观测窗；任一盖板的中心开有与空气集气腔连通的进气孔，每块盖板上均设有多个吊耳，两个相互对应的吊耳通过螺栓连接。采用本实用新型技术方案解决了常规的旋转爆震燃烧室不利于超声速流场形成及观测的问题，可用于旋转爆震反压下特定波系结构的观测。
一种实现超声速观测圆盘旋转燃烧室

[实用新型]一种超声速冷凝分离器-CN201920172762.8有效
发明人：杨攀 -专利权人：成都顺和润博科技有限公司
申请日： 2019-01-31 - 公布日： 2019-11-05 - 主分类号： C10L3/10 文献下载
摘要：本实用新型涉及超声速冷凝分离器，用于天然气净化脱液处理。管体内通过变径形成依次互通的进口段、超声速喷口、冷凝分离段、亚声速段和出口复压复温段；超声速喷口是骤缩通口，冷凝分离段自超声速喷口之后扩径延伸并设有出液口，然后经通径渐减的亚声速段和扩大的出口复压复温段延伸至出口端天然气经喷口达到超声速，继而膨胀继续升速降压降温至‑30℃，水分及高碳烃凝结成液滴除去，净化天然气经减径再扩径后降速升温输出。本器用于天然气脱液效率高，结构简单，节能环保，运行成本低。
超声速喷口冷凝分离器冷凝分离亚声速段复温复压扩径本实用新型天然气净化天然气脱液天然气节能环保脱液处理运行成本出口端出液口高碳烃进口段延伸变径成液减径降速降压升速通径通口出口互通凝结体内膨胀净化输出

[发明专利]一种高超声速飞行器降热减阻方法-CN202211214086.9在审
发明人：刘强;罗振兵;周岩;杨沛泽;程盼;王林;邓雄 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-30 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： B64C21/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器降热减阻方法，通过在高超声速飞行器壁面上生成壁面法向冷射流和/或壁面切向冷射流，使得冷射流与来流的相互作用下在高超声速飞行器表面边界层形成一层表面冷气膜。本发明应用于飞行器设计领域，通过冷射流与来流的相互作用生成的表面冷气膜将高超声速飞行器表面原来的气‑固剪切层变成气‑气剪切层，减小了高超声速飞行器壁面附近流体的速度剪切梯度与温度梯度，进而实现边界层摩擦阻力与热流密度的降低，能够低成本、长时间、高效率的实现对高超声速飞行器的降热减阻。
一种高超声速飞行器降热减阻方法

[发明专利]高超声速飞行器的能量管控再入制导方法及装置-CN202211545558.9有效
发明人：宋佳;童心迪;徐小蔚;赵凯;于景威 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-12-05 - 公布日： 2023-02-24 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本申请提供一种高超声速飞行器的能量管控再入制导方法及装置，该方法在高超声速飞行器处于再入滑翔段内时，实时获取其飞行状态信息；在确定飞行状态信息满足预设的再入滑翔段飞行条件后，获取高超声速飞行器在再入滑翔段终点的预测飞行能量；基于预测飞行能量与配置的所述再入滑翔段终点的预设飞行能量，对飞行状态信息中的当前倾侧角和当前攻角进行控制调节，以控制高超声速飞行器在所述再入滑翔段内进行左右机动或控制高超声速飞行器在所述再入滑翔段内以最优升阻比攻角及倾侧角为该方法提高了超声速飞行器的落点精度。
高超声速飞行器能量再入制导方法装置

[发明专利]一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法-CN202311041280.6有效
发明人：郭鹏;张鑫;杨永能;马涛;张利波;何平伟;李阳;胥继斌 -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： 2023-08-18 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G06F30/20 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试验温度效应抑制方法。该温度效应抑制方法包括分析温度效应来源，建立温度效应抑制方法数据库；根据高超声速风洞试验条件，初步选择温度效应抑制方法；进行对比试验，确定最终采用的温度效应抑制方法；按照最终确定的温度效应抑制方法开展高超声速风洞试验该抑制方法简单，实施容易，结果准确，效果良好，安全可靠，不会对试验模型和高超声速风洞产生不利影响。不仅能够用于高超声速风洞试验数据精准度的提升，对于低温风洞试验、极端温度环境下的热防护同样具有借鉴价值。
一种高超声速风洞试验温度效应抑制方法

[发明专利]一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法及系统-CN202210879045.5有效
发明人：陈树生;冯聪;李猛;杨华;高正红 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-25 - 公布日： 2022-10-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法及系统，首先采用增加容积的方法对构建的锥导乘波体的前缘进行钝化，然后利用气动优化方法对宽速域高超声速飞行器的翼型进行优化，考虑到飞行器要进行超声速飞行，对原始翼型在设定超声速及亚音速巡航状态进行多目标优化，得到的最优翼型的下表面具有双S特性，能够在亚声速下在翼型前后缘形成加载和平衡力矩，在超声下形成前后激波用于增加下表面压强；最后，将钝化的锥导乘波体和基于最优翼型建模的机翼耦合得到宽速域高超声速飞行器
一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法系统

[发明专利]一种金刚石薄膜的制备方法-CN202111333898.0在审
发明人：冯启华;练桂香 -专利权人：佛山骏隆科技有限公司
申请日： 2021-11-11 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： C23C24/10 文献下载
摘要：将带有金属镀层的金刚石粉末和金属黏合剂粉末按照预设重量比例进行混合；将混合粉于真空条件下加热至第一预设温度进行脱水气处理；将混合粉输送至真空喷粉区域中的喷枪中，并将金属基体放置于真空喷粉区域中与喷枪的喷射口相对的一侧，将载气加压加速形成超声速气流，在预设载气压力和预设载气预热温度下，控制喷涂距离和送粉量，使得超声速气流将所述混合粉加速至高速状态后去撞击金属基体表面，在激光的辅助下，最终制得金刚石薄膜。本发明通过超声速气流将金刚石粉末加速至高速状态后沉积在金属基体表面，形成薄膜，有效提高了金刚石薄膜与金属基板的附着力，延长了器件的使用寿命。
一种金刚石薄膜制备方法

[发明专利]一种基于阴极自发分弧的电弧加热器及其试验方法-CN202310686334.8在审
发明人：袁竭;朱涛;隆永胜 -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： 2023-06-12 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： H05B7/18 文献下载
摘要：本发明属于高超声速飞行器气动防热地面试验设备技术领域，公开了一种基于阴极自发分弧的电弧加热器及其试验方法。试验方法通过外接的等离子体电源向电弧加热器通电，通过接触引弧或者高频引弧的方式在阴极和阳极之间建立等离子体，再向电弧加热器通入试验气流，试验气流经电弧加热器加热后从喷管喷出气流，模拟高超声速飞行器的高焓本发明的基于阴极自发分弧的电弧加热器的试验方法能够满足高超声速飞行器高焓、高压热环境模拟的需求。
一种基于阴极自发电弧加热器及其试验方法

[发明专利]测量高超声速气流参数的测量探头、测量系统和方法-CN201610944086.2有效
发明人：周永刚;薛志亮;李培;施子福;周永青 -专利权人：浙江大学
申请日： 2016-10-26 - 公布日： 2019-02-05 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了测量高超声速气流参数的测量探头，包括滞止室，所述滞止室上设有进气口和出气口，还包括：测量光入射孔，开设在所述滞止室的侧壁上；光纤准直器，安装在所述测量光入射孔中用于导入来自测量系统的入射光；开设在所述滞止室的侧壁上与所述测量光入射孔间隔布置；聚光透镜，安装在所述测量光出射孔中耦合出射光进入测量系统的光纤；第一反射镜，安装在所述滞止室的内侧壁上，与所述测量光入射孔相对布置；本发明还公开了测量系统和方法；本发明的测量高超声速气流参数的测量探头、测量系统和方法，相比于现有技术，可以实时获得高超声速气流参数，测量精度更高；测量的温度范围更大；响应速度更快。
测量光测量系统高超声速气流参数入射孔测量测量探头出射孔侧壁进气口光纤准直器间隔布置聚光透镜实时获得相对布置耦合出气口出射光反射镜内侧壁入射光光纤响应

[发明专利]一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法-CN201810915170.0有效
发明人：尤延铖;楚国庆;邱若凡;张旭 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-08-13 - 公布日： 2019-10-18 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法，涉及高超声速飞行器。设计：高超声速内并联三通道进气道内隔板的形状与位置、分流板的形状与长度、主动齿条、从动齿条与挡板、调节机构在进气道中的具体位置与固定方式、调节机构的动力方案和分流板转动方式。分流板分为主分流板和副分流板，转级时，挡板起到支撑主动齿条的作用，同时防止气流进入主分流板上方的死区；副分流板保证了气流在火箭通道的自然过渡，气流较为光顺，损失较小。
分流板高超声速内并联三通道进气道进气道调节挡板副分流板工作模态机构设计主动齿条火箭高超声速飞行器电机驱动齿轮从动齿条主分流板转动方式自然过渡冲压马赫数内隔板重量轻起动涡轮飞行器光顺模态死区转动转换支撑保证