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[发明专利]高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法-CN201610064525.0有效
发明人：丁峰;柳军;沈赤兵;刘珍;黄伟;王庆文;姚雷雷 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-01-29 - 公布日： 2016-11-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，在乘波前体/进气道一体化设计基础上，应用特征线理论，构建高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场和机翼轴对称基准流场两个流场，然后在两个基准流场中分别应用流线追踪技术生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型和机翼构型，两个构型共同组成高超声速飞行器前体‑进气道‑机翼乘波一体化构型。在设计状态下，整个高超声速飞行器外流场具有类乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，高效捕获预压缩气流提供给进气道，乘波机翼为飞行器提供高升阻比。
高超声速飞行器进气道机翼一体化设计方法

[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]一种单对超声速流向旋涡发生装置的设计方法-CN201811610704.5有效
发明人：黄河峡;张可心;鲁世杰;马志明;谭慧俊;林正康;郭赟杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-12-27 - 公布日： 2020-10-09 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了单对超声速流向旋涡发生装置的设计方法。其中指定上壁面圆弧半径，将旋涡发生段划分成多个等偏转角的微元段，通过求解超声速圆弧外流场，从过渡段下壁面终点开始，向下游逐步求解流线方程，获得初始下壁面型线，然后将当地边界层位移厚度叠加至初始下壁面型线本设计方法利用超声速圆弧外流场流线构造旋涡发生段，避免旋涡发生段内产生不必要的背景波系，仅需改变旋涡发生段曲率半径即可实现对超声速流向旋涡强度、尺度的控制。为开展超燃冲压发动机内超声速流向旋涡的特性及其与下游激波串的干扰机理试验研究提供了一种切实可行的试验装置设计方法。
一种超声速流向旋涡发生装置设计方法

[发明专利]一种高超声速飞行器制导控制一体化设计方法-CN201811417325.4有效
发明人：李俊;姚德清;魏振岩;杨志红;柳青;彭寿勇 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2018-11-26 - 公布日： 2021-12-10 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速飞行器制导控制一体化设计方法，首先，建立高超声速飞行器非线性动力学模型，基于奇异摄动理论将其分为慢时变的制导回路和快时变的控制回路，然后，分别设计两个回路的标称控制器和线性时变反馈控制器本发明针对高超声速飞行器复杂的飞行任务剖面及沿弹道的飞行控制问题，考虑高超声速飞行器强耦合、强非线性和快时变的特点，在模型存在较大系统摄动和外界干扰的情况下，基于轨迹线性化控制方法，完成制导控制一体化策略设计，该方法实现简单、易于高超声速飞行器工程应用，该方法具有较好的控制性能和鲁棒性能。
一种高超声速飞行器制导控制一体化设计方法

[发明专利]一种高超声速飞行器红外辐射特性快速渲染方法-CN201910128824.X有效
发明人：李妮;鲍晨莹;李韧;龚光红 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2019-02-21 - 公布日： 2020-11-24 - 主分类号： G06T17/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器红外辐射特性快速渲染方法,属于高超声速飞行器、红外物理及计算机图形图像技术领域。本发明所述方法首先建立高超声速飞行器三维几何模型，进行典型工况下的物理场解算，获取飞行器表面的温度场数据；完成温度场数据的异构插值，实现温度场数据的稀疏化；根据插值得到的飞行器表面温度场数据进行红外物理场解算，计算飞行器表面的红外辐射；将红外辐射亮度转化为颜色数据，在颜色数据上叠加红外噪声，最后基于Unity3D对高超声速飞行器红外辐射特性进行渲染。本发明在保证仿真可信度的前提下提高了渲染效率，能在较低的资源消耗情况下实现对高超声速飞行器红外辐射特性的渲染。
一种高超声速飞行器红外辐射特性快速渲染方法

[发明专利]一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法-CN202011439654.6有效
发明人：张力文;韩忠华;宋文萍 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-12-10 - 公布日： 2021-10-15 - 主分类号： B64C21/02 文献下载
摘要：本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，包括以下步骤：步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；步骤2，在压缩区域弦向5％‑与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。
一种基于吸气流动控制超声速飞机抑制方法

[发明专利]针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法-CN202110248675.8有效
发明人：宋佳;苏江城;赵鸣飞;胡云龙;罗雨歇 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-03-08 - 公布日： 2021-05-14 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，包括：基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；在第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型；对第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算闭环状态反馈系统的反馈增益系数；基于反馈增益系数和第二数据传输模型，确定高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数；基于传递函数，设计高超声速飞行器的自抗扰控制器
针对高超声速飞行器数据控制器设计方法

[发明专利]一种用于平面叶栅高空流动模拟的超声速试验舱-CN202110305928.0有效
发明人：时培杰;魏巍;马护生;任思源;陈峰;宗有海;黄康;李学臣;江辉;谭锡容;叶敏;李聪 -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： 2021-03-23 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于平面叶栅高空流动模拟的超声速试验舱。该超声速试验舱为方形体，两个试验段圆盘与超声速试验舱的轴线平行，并列固定在壳体内的下表面，试验段圆盘的前端与壳体的气流入口法兰相接，两个试验段圆盘内壁和上下抽吸壁板、上下节流壁板之间的空间为试验段；两个试验段圆盘外壁与壳体之间的空间为试验段驻室该超声速试验舱功能全面、操作便捷，试验准备简单，试验精准度高，能够节省试验准备时间，改善流场品质，提高试验效率，方便快速地实现平面叶栅超声速流动模拟。
一种用于平面高空流动模拟超声速试验

[发明专利]一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法-CN201911315366.7有效
发明人：陈复扬;张启航;李雨清;刘宇曦;牛娟 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-12-19 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，步骤是：针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；针对建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，此种方法可解决高超声速飞行器再入段姿态角系统遭受外部干扰与传感器复合故障情况下的故障检测与自愈合控制问题。
一种高超声速飞行器传感器复合故障愈合控制方法

[发明专利]一种提高高超声速流场固体粒子跟随性的方法-CN202010660063.5有效
发明人：张庆虎;解福田;林敬周;钟俊;许晓斌;王雄;赵健;范孝华 -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： 2020-07-10 - 公布日： 2022-05-03 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种提高高超声速流场固体粒子跟随性的方法。通过存储室的孔柱的气孔与存储室的固体粒子混合，得到带有固体粒子的高速气体Ⅰ；c.高速气体Ⅰ通过过滤板的过滤孔进入混合室，在混合室内进一步混合，得到带有固体粒子的高速气体Ⅱ；d.高速气体Ⅱ通过撒播装置的出口喷嘴经进气管路进入高超声速风洞本发明的提高高超声速流场固体粒子跟随性的方法能够减弱固体粒子的团聚效应，改善固体粒子与高压气体混合的不均匀性，满足高超声速粒子图像测速的跟随性要求，对开展高超声速风洞试验速度场测量具有重要意义。
一种提高高超声速固体粒子跟随方法

[发明专利]一种基于强化学习的高超声速飞行器再入协同制导方法-CN202210577852.1有效
发明人：蔡光斌;李欣;穆朝絮;张艳红;徐慧;肖永强;魏昊 -专利权人：中国人民解放军火箭军工程大学
申请日： 2022-05-26 - 公布日： 2022-08-23 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于强化学习的高超声速飞行器再入协同制导方法，具体涉及一种基于强化学习的高超声速飞行器再入协同制导方法。建立高超声速再入动力学模型以及多约束再入模型；设计攻角剖面和高度能量剖面，获得攻角和倾侧角的解析解；根据DQN算法对倾侧角符号智能决策，扩展其动作空间，考虑时间协同和落角协同设计阶梯状混合奖励函数；离线训练倾侧角智能决策模型，给定协同时间和协同落角在线获得制导指令，得到了一种基于智强化学习的高超声速飞行器再入协同制导方法，有效的克服了飞行器制导策略中，倾侧角符号翻转频繁，满足了时间协同和落角协同，仿真实验验证了本发明能够很好的考虑时间和落角协同下进行多高超声速飞行器制导
一种基于强化学习高超声速飞行器再入协同制导方法

[发明专利]一种超声速风洞模型两自由度支撑装置-CN202010970644.9有效
发明人：徐扬帆;赵忠良;李浩;苗磊;杨海泳;李玉平;邹涵;丁家宝;叶林;车伟 -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： 2020-09-16 - 公布日： 2022-10-14 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速风洞模型两自由度支撑装置。该装置包括位于超声速风洞轴线、迎向超声速风洞来流的飞行器模型和与超声速风洞轴线垂直、交点位于飞行器模型质心的水平的横梁；横梁的两端分别插入位于风洞两侧洞壁内的左侧机构和右侧机构；飞行器模型为半实物仿真模型该装置实现了飞行器模型在超声速风洞中俯仰和滚转自由运动，并通过舵面的操纵控制以及喷流作用的控制，达到飞行器模型的直接力与气动力复合控制的验证试验目的。
一种超声速风洞模型自由度支撑装置

[发明专利]一种用于高超声速风洞轴对称喷管的结构设计方法-CN202210200467.5有效
发明人：孙启志;凌岗;杨波;陈映东;朱涛;许晓斌;将万秋;母波 -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： 2022-03-03 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： G06F30/17 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，公开了一种用于高超声速风洞轴对称喷管的结构设计方法。该结构设计方法是一种能够确保高超声速风洞轴对称喷管达到国军标中高超声速风洞喷管速度场品质要求的结构设计方法；能够减少设计、加工过程的风险。该结构设计方法已经在Ф0.5m量级、Ф1m量级和Ф2m量级的高超声速风洞轴对称喷管设计中得到应用，获得的喷管速度场均匀区内的最大马赫数偏差均小于1%，满足国军标的要求。
一种用于高超声速风洞轴对称喷管结构设计方法

[发明专利]基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法-CN202210580719.1有效
发明人：赵瑞;刘潇 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2022-05-25 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开的基于声学超表面+微吹吸的高超声速边界层转捩抑制方法，属于航空航天领域。本发明基于声学超表面与微吹吸协同抑制，实现对高超声速飞行器边界层内的宽频第一与第二模态抑制。本发明通过微吹吸控制边界层厚度，抑制主导频率外的其他频率的扰动增长，控制高超声速边界层厚度远离非主导频率扰动波长的一半，抑制非主导频率的扰动增长，实现对第一模态以及低频第二模态的转捩抑制。本发明在高超声速飞行器壁面前端引入宽频的高斯扰动，通过对壁面脉动压力进行频域分析得到被激发的主导频率范围；通过优化超表面孔隙参数，使主导频率下的扰动波对应的反射系数最小，抑制主导频率的扰动增长，进而抑制高超声速边界层转捩
基于声学表面微吹吸高超声速边界层转捩抑制方法

[发明专利]基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法-CN202310075855.X有效
发明人：黄胜方;杨顺华;侯淋;郭丽强;母忠强;吴世俊;张弯洲;王宇航;向周正;姬亚萌 -专利权人：中国人民解放军32804部队
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明公开了基于支板引气的超声速燃烧室低马赫数点火装置和方法，该点火装置包括：凹腔火焰稳定器、直射喷嘴、支板、支板喷嘴、引气流道、预燃室和预燃室火焰稳定器；基于支板引气和超声速燃烧室低马赫数点火的现实需要，本发明提出将支板引气与超声速燃烧室点火起动相结合，充分利用引气的气流和能量，在旁路设计小型预燃室，利用预燃室的高温燃气，进一步辅助超声速燃烧室的点火起动和稳定燃烧；有利于提升双模态冲压发动机在低马赫数条件下的稳定工作性能；最终形成针对超声速燃烧室低马赫数条件的高鲁棒性、可重复点火起动技术，支撑组合发动机技术发展。
基于支板引气超声速燃烧室马赫数点火装置方法