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[发明专利]一种台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案-CN200710187865.3无效
发明人：周建兴;朴英 -专利权人：周建兴;朴英
申请日： 2007-11-15 - 公布日： 2009-05-20 - 主分类号： F23R3/34 文献下载
摘要：本发明的创新之处在于提出了一种新型台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案。该方案的特点是在燃烧室台阶及燃烧室凹槽前增加燃料喷嘴，共同用于燃烧室内的燃料喷射和使用。这种设计方案中，将台阶喷射结构和凹槽前燃料喷嘴结构设计方案应用到超声速燃烧室中，及其相应的改进类型超声速燃烧室中。通过使用本发明所设计的复合喷射结构方案，可以保证在超声速燃烧室内均匀喷入燃料，在燃烧室内低速流动区域内达到燃料和空气的充分混合，从而保证在超声速气流的燃料的点火以及稳定燃烧。和传统的超声速燃烧室内的喷嘴方案相比，本发明提出的设计方案具有以下优点：燃料喷射均匀，掺混充分，易于点火，燃烧稳定，燃烧室内的总压损失小，从而能够缩短超声速燃烧室的结构尺寸，改善整个超声速动力系统的性能一种新型台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案主要由燃烧室内的台阶喷射结构，凹槽及凹槽前喷射结构方案等部分的设计组成。
一种台阶凹槽复合喷射结构超声速燃烧室方案

[发明专利]一种高超声速风洞湍流度间接测量方法-CN201410220104.3有效
发明人：尤延铖;欧阳智贤;腾健;李怡庆;潘成剑;胡斌 -专利权人：厦门大学
申请日： 2014-05-23 - 公布日： 2014-08-06 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种高超声速风洞湍流度间接测量方法，涉及风洞湍流度测量。提供利用微型空速管测量高超声速风洞流场中的压力脉动，再根据压力脉动与速度脉动的关系换算间接得到湍流度的一种高超声速风洞湍流度间接测量方法。数据分析的方法是对已测得的压力脉动值和其他风洞数据进行分析，推导得到高超声速气流中压力脉动与速度脉动的函数关系式，从而计算得到高超声速风洞的湍流度。压力脉动和速度脉动之间的函数关系式简单明了，只需测得压力脉动并经简单计算就可得到高超声速风洞的湍流度，方便快捷。
一种高超声速风洞湍流间接测量方法

[实用新型]一种用于超声速燃烧基础研究的地面试验模型-CN201921303120.3有效
发明人：罗世彬;席文雄 -专利权人：湖南云顶智能科技有限公司
申请日： 2019-08-13 - 公布日： 2020-05-12 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本实用新型提供一种用于超声速燃烧基础研究的地面试验模型，所述模型包括隔离段、开窗燃烧段、扩张段以及水组分检测模块，所述模型内设置有超声速气流通道，所述超声速气流通道依次贯穿所述隔离段、开窗燃烧段以及扩张段本实用新型提供一种用于超声速燃烧基础研究的地面试验模型，试验中的燃料喷注、点火、火焰稳定等部件均采用模块化设计，可满足试验过程中各功能部件的灵活快速更换，节省试验成本，提高试验效率。
一种用于超声速燃烧基础研究地面试验模型

[发明专利]环形超声速喷管及其设计方法-CN201110130177.X有效
发明人：王振国;赵玉新;刘卫东;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2011-05-18 - 公布日： 2012-01-04 - 主分类号： B05B1/34 文献下载
摘要：本发明提供了一种环形超声速喷管及其设计方法。根据本发明的环形超声速喷管设计方法，包括预测跨声速段区流场参数，并从流场参数提取初始特征线；根据设计要求确定喷管的超声速直壁的马赫数分布；根据初始特征线和超声速直壁的马赫数分布采用特征线法确定所述喷管的超声速曲壁型面根据本发明的环形超声速喷管设计方法，设计出的环形超声速喷管流场内无集中的压缩波，流场参数分布可根据实际应用进行优化，大大提高环形超声速喷管流场品质。根据本发明的环形超声速喷管，采用了上述的环形超声速喷管设计方法。
环形超声速喷管及其设计方法

[发明专利]基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法-CN201811375459.4在审
发明人：包恒;聂万胜;王辉;侯志勇;苏凌宇;刘凯希 -专利权人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
申请日： 2018-11-19 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： F25B19/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，将采用常规饱和液氮过冷液氧所使用的换热器作为一级换热器，能将过冷流量大于4500L/min的液氧从92K过冷至80K；在一级换热器的下游设置二级换热器，能将过冷至80K且过冷流量大于4500L/min的液氧过冷至67K以下；二级换热器内加注有处于饱和状态的液氮，其内液氮温度不超过64K，其出气口与超声速引射器的被引射气流入口相连接；超声速引射器的引射气流入口接燃气发生器的出气口；超声速引射器沿气流方向依次包括同轴设置的混合段、超扩段和亚扩段；混合段为截面收缩的锥形等压混合室。另外，能使超声速引射器的抽气量与负载相匹配，更安全、可靠。
过冷超声速引射器液氧大流量二级换热器一级换热器气流入口出气口混合段加注液氮引射燃气发生器饱和液氮饱和状态截面收缩快速冷却同轴设置等压抽气量过冷液换热器混合室匹配发射安全

[发明专利]一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统及测试方法-CN201510581820.9有效
发明人：谭慧俊;黄河峡;程林;袁永青;孙姝;李光胜 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2015-09-14 - 公布日： 2015-12-16 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统。主要是由文丘里流量计、节流模块和整流模块组成。通过调节节流模块的出口面积，在管道内部形成激波结构，利用激波以及设计的扩压器将超声速/高超声速来流充分减速至亚声速，以满足文丘里流量计对入口速度和雷诺数的要求。节流模块可根据管流速度对节流程度进行调节，故适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流特性实验同步进行，大大节约试验费用，而且对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。
一种适用于超声速高超声速流量测试系统方法

[发明专利]频率特性可调的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机-CN201811206356.5有效
发明人：杨瑞;王振国;王前程;赵玉新;周永易 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2019-12-13 - 主分类号： F02K7/12 文献下载
摘要：本发明提供一种频率特性可调的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机，包括超声速来流隔板，超声速来流隔板的两侧设有超声速来流通道，两个超声速来流通道在超声速来流隔板的尾端连通并形成超声速来流掺混区，超声速来流掺混区与超声速来流通道通过引流管连通，引流管包括设在超声速来流隔板的内部的扩张腔，扩张腔内设有容积可调的扩张管。由于引流管的两端存在压差，不需要提供额外的气源就可以在超声速来流掺混区形成射流，实现超声速来流掺混区的掺混增强控制，同时在引流管内布置扩张管，使得引流管喷出的射流具有一定的频率特性，并由于扩张管的容积大小可调本发明应用于超声速来流掺混控制领域。
超声速掺混引流管隔板来流通道频率特性扩张管增强结构基组合可调的扩张腔喷出射流连通发动机火箭大小可调容积可调射流频率增强控制引流后管可调气源尾端压差应用

[发明专利]具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机-CN201811206493.9有效
发明人：杨瑞;王振国;赵玉新;王前程;周永易 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2019-09-27 - 主分类号： F02K7/12 文献下载
摘要：本发明提供一种具有频率特性的超声速掺混增强结构及火箭基组合发动机，包括超声速来流隔板，超声速来流隔板的两侧分别设有超声速来流通道，两个超声速来流通道在超声速来流隔板的尾端连通并形成超声速来流掺混区，超声速来流掺混区与至少一个超声速来流通道通过至少一个引流管连通，引流管设在超声速来流隔板的内部，引流管内设有至少一个扩张腔。由于引流管的两端存在压差，不需要提供额外的气源就可以在超声速来流掺混区形成射流，实现超声速来流掺混区的掺混增强控制，同时在引流管内布置扩张腔，使得引流管喷出的射流具有一定的频率特性，布置不同数量的扩张腔本发明应用于超声速来流掺混控制领域。
超声速掺混引流管隔板来流通道频率特性扩张腔增强结构基组合射流连通发动机火箭增强控制叠加喷出气源尾端压差应用

[发明专利]超声速旋流天然气分离器的超声速翼-CN200610044640.8无效
发明人：曹学文;何川;陈丽;杜永军;姚英凤;林宗虎 -专利权人：曹学文;杜永军
申请日： 2006-06-08 - 公布日： 2007-01-17 - 主分类号： C10G5/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速翼，是该分离器的关键部件。超声速翼型底面为圆柱面或圆台面，与翼段管的内壁相吻合，并固定在内壁上。圆柱形超声速翼型底面的形状由底面中弧线及底面翼型厚度变化模型确定。翼型顶部收缩成一点，即超声速翼顶点。超声速翼型两侧面分别为凹面和凸面，由顶点与底面边界线的连线构成。超声速翼将经过绝热膨胀形成的低温超声速天然气均匀轴流转换成超声速旋流，在超声速旋流分离区域内，气体和凝析液的混合物流以超声速经过超声速尾翼，形成高速旋流场，旋流产生巨大的离心力，实现气液分离。
超声速天然气分离器

[实用新型]高超声速风洞-CN202223513696.7有效
发明人：王铁进;王洪波;刘文滨;孙涛 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-08-22 - 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，包括风洞本体；余热实施利用装置，设置在风洞主管路上，位于引射系统之前。余热实施利用装置包括换热器，设置在风洞本体后的风洞主管路上，风洞余热气流经过风洞主管路进入所述换热器，作为换热器的加热气流。中压气源提供的常温中压气流在换热器中加热，然后用管道和法兰连接换热器和引射系统，将在换热器中加热后的引射气流引入所述引射系统中。本实用新型对高超声速风洞设备的改动最小，不影响原设备的性能；实现了高超声风洞气流余热的实时利用，提升了风洞的能力；相同的高超声速风洞模拟能力下，该方法降低了建设和运行成本。
高超声速风洞

[发明专利]一种涡流调控器以及一种飞行器-CN202310817361.4有效
发明人：李晓虎;张彬;涂国华;陈坚强;袁先旭;巩耕;陈阔 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B64C21/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡流调控器以及一种飞行器，该涡流调控器包括设置于表面具有高超声速流体边界层的壁面，用于高超声速流向涡的转捩延迟控制，涡流调控器包括：设置在壁面上且凸出于壁面的三维粗糙元；其中，在气流来流方向上三维粗糙元位于高超声速流体的内卷涡和外卷涡相互作用区间内；在垂直于气流来流方向上三维粗糙元的中心位置点和流向涡对称中心线之间的距离不大于预设距离；三维粗糙元的外表面与壁面平滑过渡；三维粗糙元的高度与高超声速流体边界层的厚度之间的比值范围为0.3~0.6。本申请中的涡流调控器能够有效实现高超声速流体边界层的流向涡的延迟转捩的控制，有助于提升飞行器飞行的稳定性和的有效载荷。
一种涡流调控以及飞行器

[发明专利]超声速旋流天然气分离器的超声速扩压器-CN200710013703.8无效
发明人：曹学文;杜永军 -专利权人：曹学文
申请日： 2007-02-12 - 公布日： 2007-10-17 - 主分类号： B04C5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速扩压器，是该分离器的重要部件，该扩压器由收缩管段、直管段、扩张管段和导流翼片四部分组成。收缩段型面曲线为高阶多项式，扩张段型面曲线为圆弧加直线，各段之间光滑连接减少气流的扰动。导流翼片底面为圆台面，与翼段管的内壁相吻合，并固定在内壁上。该超声速扩压器内设2～6片导流翼片，可将旋流天然气流转化为轴流，具有较高的扩压效率，具有较强的抗压力波动干扰能力，能提高超声速旋流天然气分离器的升压比，增强超声速旋流天然气分离器的适用性。
超声速天然气分离器扩压器

[发明专利]超声速进气道及其壁面的三维确定方法-CN201310267977.5有效
发明人：赵玉新;郭善广;王振国;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-06-28 - 公布日： 2013-09-18 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速进气道及其壁面的三维确定方法。该超声速进气道壁面的三维确定方法包括以下步骤：S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；S2：根据基准流场，设定超声速进气道的前缘线，并根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；S3：根据基准流场，设定超声速进气道的后缘线，并根据超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的超声速进气道壁面的三维确定方法，得到的超声速进气道能够很好地与飞行器机体配合，大大提高了飞行器和发动机的整体性能，同时还保证了超声速进气道与飞行器的一体化设计的进行。
超声速进气道及其三维确定方法

[实用新型]一种超声速气流灭火装置-CN201922481276.7有效
发明人：黎作武;周虹宇;蒲泽金 -专利权人：四川京航天程科技发展有限公司
申请日： 2019-12-31 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： A62C27/00 文献下载
摘要：本实用新型提供一种超声速气流灭火装置，涉及消防领域。该超声速气流灭火装置，包括车体，所述车体的上表面固定连接有底板，所述底板的上表面开设有与下表面相连通的第一安装孔和第二安装孔，所述第一安装孔的内部卡接有空压机，所述第二安装孔的内部卡接有高压气罐，所述空压机与高压气罐之间通过气体管道相连通该超声速气流灭火装置，通过高压气罐和拉瓦尔喷管的加速，使出口气流达到超声速，如2.5马赫，则可以使出口气流的温度降低为环境温度(约300K)的一半，即150K，因此喷射气体的温度在零下100摄氏度以下，
一种超声速气流灭火装置

[发明专利]超声速自由旋涡混合层风洞-CN201010551452.0有效
发明人：赵玉新;王振国;易仕和;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2010-11-18 - 公布日： 2011-04-20 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速自由旋涡混合层风洞，包括：过渡段(1)，用于引入气流；稳定段(2)，连接在所述过渡段(1)的下游，具有第一分隔板(21)，用于将引入的气流分成两股气流；以及喷管实验段(3)，连接在所述稳定段(2)的下游，所述喷管实验段(3)的周壁形成有透明窗口，并包括：喷管部(31)，构造成双自由旋涡喷管结构，将两股气流分别加速至自由旋涡状态，以及混合实验部(32)，位于所述喷管部(31)的下游，用于混合自由旋涡状态的两股气流形成自由旋涡混合层，使风洞实验部入口两股气流的速度场均满足超声速自由旋涡分布，从而在风洞中可以获得理想的超声速自由旋涡混合层。
超声速自由旋涡混合风洞