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[实用新型]一种双喉部型气体超声速旋流分离装置-CN201220005642.7有效
发明人：文闯;曹学文;杨燕 -专利权人：文闯
申请日： 2012-01-08 - 公布日： 2012-08-22 - 主分类号： B01D53/24 文献下载
摘要：本实用新型是一种双喉部型气体超声速旋流分离装置，应用于多组分混合气体分离等领域。气体在入口段流经多个叶栅产生旋转，以旋流的形式依次进入亚声速收缩流道、第一喉部和超声速旋流分离流道，气流膨胀至超声速，形成低温低压，使气体中的水分或者天然气中的水和重烃组分发生凝结，气流旋转所产生的巨大离心力将凝结液滴甩向壁面并从积液腔排出在超声速旋流分离流道后设有超声速压缩流道、第二喉部流道和第二扩压流道，该设计可以将激波固定在第二喉道内，限制激波造成的扰动，减小背压对激波位置的影响，使上游超声速流动更稳定；还可以避免强激波造成的边界层分离效应和减小摩擦阻力损失
一种喉部气体超声速分离装置

[发明专利]一种面向相似网格的高超声速流场初始化方法-CN201310498573.7在审
发明人：龚春叶;闵昌万;禹彩辉;高鹏;方洪;郭灵犀;张星;郑昭虎 -专利权人：北京临近空间飞行器系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2013-10-22 - 公布日： 2015-04-29 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明属于高超声速气动流场数值模拟计算技术领域，具体涉及一种面向相似网格的高超声速气动流场初始化方法。包括以下步骤：（1）确定流场初始化和网格单元一致性判别原则；（2）具体进行面向相似网格的高超声速流场初始化：（2.1）设定待求解气动流场网格和已经完成数值模拟的气动流场网格；（2.2）具体实施步骤。本发明与常用的基于远场的初始化方法相比，提高了高超声速气动流场数值模拟的收敛速度，可显著缩短仅马赫数变化时整批次的工况计算总运行时间，同时还提高了高超声速气动流场数值模拟的正确性。
一种面向相似网格高超声速初始化方法

[实用新型]一种流场均匀稳定的超声速灭火装置-CN201620189555.X有效
发明人：陈植;吴军强;吴勇航;王瑞波;林学东;刘光远;杨洋;陈宏涛;谢疆宇;陈学孔;邓吉龙;吴冠清 -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： 2016-03-11 - 公布日： 2016-08-17 - 主分类号： A62C31/02 文献下载
摘要：本实用新型提供一种流场均匀稳定的超声速灭火装置，包括超声速喷嘴、橡胶软管、气源储罐和空气压缩机；超声速喷嘴通过橡胶软管与气源储罐连通，超声速喷嘴与橡胶软管之间以及橡胶软管与气源储罐之间均设有截止阀；空气压缩机与气源储罐连通；超声速喷嘴的内壁面为基于三次B样条曲线配置轴线马赫数分布的特征线方法设计的曲面。本新型的超声速灭火装置整体结构精简；采用基于三次B样条曲线配置轴线马赫数分布的特征线方法设计出的超声速喷嘴，能够使喷嘴出口获得均匀性好、气流速度精确、不存集中波系的高品质超声速流场；超声速和空气源的结合
一种均匀稳定超声速灭火装置

[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

[发明专利]超声速流场NPLS三维结构显示系统及方法-CN201210377745.0有效
发明人：易仕和;陈植;何霖;赵玉新;田立丰;朱杨柱 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-10-08 - 公布日： 2013-01-02 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速流场NPLS三维结构显示系统及方法。根据该显示系统，用于显示试验舱内的超声速流场，包括同步控制器、连接同步控制器并控制同步控制器发出控制信号的计算机及纳米粒子发生器，其中纳米粒子发生器向试验舱内撒播纳米粒子；连接于同步控制器的脉冲激光器，脉冲激光器发出的激光束通过透镜组形成曲面光源或圆锥体光源并照亮试验舱内携带纳米粒子的超声速流场；连接于同步控制器的多台CCD相机同时对超声速流场成像，从而同时获得不同视角下的多幅超声速流场纳米粒子图像，并将图像传输至计算机；计算机分析不同视角下的多幅超声速流场纳米粒子图像，并测量曲面流场结构或重构出流场的三维结构。
超声速 npls 三维结构显示系统方法

[发明专利]超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法-CN201611252569.2有效
发明人：周勇为;李存标 -专利权人：北京大学
申请日： 2016-12-30 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。
超声速高超声速静音风洞喷管抽吸流量计算方法

[实用新型]超声速冷却气膜光学效应模拟测试装置-CN202220644390.6有效
发明人：丁浩林;易仕和 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速冷却气膜光学效应模拟测试装置，将其放在风洞设备中进行气动光学效应模拟测试时，风洞设备中的超声速气流流过整个模拟测试装置，同时通过超声速气膜供气管路给超声速气膜形成喷管提供冷却气流，超声速气膜形成喷管输出超声速冷却气膜，利用激光源从光学隔腔的一侧敞口发射激光依次穿过光学玻璃、超声速气流流场和超声速冷却气膜，并通过位于光学隔腔另一侧敞口的CCD相机拍摄图像，从而完成气动光学效应测试通过设置密封的光学隔腔来传输激光，可以消除超声速气膜形成喷管的底部非真实流场结构对于光线传输的影响，可以很好地满足气动光学效应测试的需求。
超声速冷却光学效应模拟测试装置

[发明专利]超声速环流引射喷管-CN201310045767.1有效
发明人：赵延辉;梁剑寒;赵玉新 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-02-05 - 公布日： 2013-05-22 - 主分类号： F04F5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速环流引射喷管。该超声速环流引射喷管包括：一次流喷管，用于形成超声速一次流；二次流喷管，用于引入二次流；混合室，设置在二次流喷管的下游，用于混合一次流喷管所形成的超声速一次流和二次流喷管所形成的二次流，混合室的入口端套设在二次流喷管的出口端外，混合室的入口端设置有端盖，端盖连接在二次流喷管的外周壁和混合室的内壁之间；实验段，衔接在混合室下游；多个一次流喷管衔接在端盖上，且以二次流喷管的中心轴线为轴周向间隔设置在二次流喷管的外周。根据本发明的超声速环流引射喷管，加工难度低，装配效率高。
超声速环流喷管

[发明专利]一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置-CN201911113211.5在审
发明人：张军强;易家宁;李扬;鲁文博;王争取;马莹;刘帅;刘博宇;王晨 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2019-11-14 - 公布日： 2020-01-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置属于风洞试验技术领域；现有技术无法实现理想的低超声速流场和满足试验需求；本方法利用新设计的M1.3、M1.35和M1.4喷管装置结合开孔壁试验段在暂冲式风洞建立了低超声速流场；采用马赫数控制方法获得了理想的流场控制质量；通过不同扩开角时试验段轴向马赫数分布分析，确定在低超声速时试验段扩开角越小流场的均匀性越好，并选定扩开角0°作为洞体条件；利用所述喷管装置结合开孔壁试验段，采用试验段扩开角和流场控制方式，得到满足国军标要求的合格流场；实现了理想的低超声速流场和满足试验需求；本装置通过采用M1.3、M1.35和M1.4的喷管气动型面为实现理想的低超声速流场和满足试验需求提供了硬件基础
超声速流场试验段扩开流场喷管装置试验马赫数冲式开孔喷管分布分析风洞试验高速风洞控制方式气动型面硬件基础超声速均匀性新设计风洞洞体国军轴向

[发明专利]一种大型直流暂冲式超声速风洞变速压流场控制方法-CN201611115497.7有效
发明人：周波;张林;杨洋;余立;涂清;高川;林学东;闫煜;吕彬彬;苏北辰;邓吉龙;蒋鸿;郁文山 -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： 2016-12-07 - 公布日： 2020-01-14 - 主分类号： G05D16/20 文献下载
摘要：本发明公开一种直流暂冲式超声速风洞的变速压流场控制方法，涉及超声速风洞试验控制领域；其解决了超声速风洞常规控制方法单次车不能进行多阶梯总压控制以及总压上升速率不可控，无法满足超声速颤振试验要求的问题；本发明包括风洞启动充压建立流场，总压稳定调节环节，变总压调节环节，风洞关车环节，根据不同情况采取不同关车策略，最终使风洞安全关车；该控制方法满足颤振试验对超声速风洞变速压流场控制的要求，具有运行可靠、参数给定方便等特点，总压控制超调小
一种大型直流暂冲式超声速风洞变速压流场控制方法

[发明专利]一种基于三电极火花放电热射流的高超声速飞行器头部减阻方法-CN201811153135.6在审
发明人：罗振兵;周岩;夏智勋;王林;刘强;高天翔 -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：一种基于三电极火花放电热射流的高超声速飞行器头部减阻方法，在高超声速飞行器的头部顶点位置安装单个三电极火花放电热射流激励器；高超声速飞行器飞行过程中，开启激励器，激励器高速喷出高速气体热射流；在高速气体热射流的作用下，高超声速飞行器头部的弓形激波远离高超声速飞行器头部壁面，弓形激波的强度减弱，使得弓形激波后的压力降低，并且高速气体热射流在高速自由来流的作用下反向回流附着在高超声速飞行器头部以及靠近高超声速飞行器头部的外表壁面上，在激励器的射流出口附近形成回流区，回流区内的气体密度较低、气压较小，使得高超声速飞行器头部以及靠近高超声速飞行器头部的外表壁面的压力降低，从而降低高超声速飞行器阻力。
高超声速飞行器射流高速气体弓形电热激励器三电极激波火花外表壁减阻射流激励器顶点位置飞行过程强度减弱射流出口回流区头部壁附着喷出气压自由

[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210590595.1有效
发明人：王振国;赵玉新;梁剑寒;范晓樯 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-12-31 - 公布日： 2013-03-27 - 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确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线、单边壁面曲线以及对边壁面曲线；前体壁面曲线、外压缩壁面曲线和单边壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；唇口压缩曲线和对边壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本发明的方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，并且其等熵压缩和激波压缩可通过调整激波形状在一定范围内分配，从而提高总压恢复能力。
超声速进气道及其确定方法

[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。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，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]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]一种吸气式发动机超声速自由射流试验用双涵道扩压器-CN202011306870.3在审
发明人：赵宏;戴芳立;李斌;牛丽;刘万龙;石奇玉;马鑫;胡旭坤 -专利权人：北京航天试验技术研究所
申请日： 2020-11-20 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种吸气式发动机超声速自由射流试验用超声速扩压器，由收集器、进口段、收缩段、二次喉道段、亚扩段、过渡段、等截面段组成，其中收集器、进口段、收缩段、二次喉道段、过渡段、等截面段的外表面形成发动机周边的超声速绕流扩压通道，过渡段、等截面段的内表面形成发动机喷管的超声速排气流扩压通道，在等截面段下游的二次喉道段内发动机绕流和发动机喷管排气流以亚声速混合并经由亚扩段排出至下游设备或大气环境。实践表明，与常规超声速扩压器相比，本发明的双涵道扩压器可以降低自由射流试验来流总压20％左右，效果显著。
一种吸气发动机超声速自由射流试验用双涵道扩压器