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[发明专利]可兼顾内外流性能的内乘波式进气道及其设计方法-CN200810155898.4无效
发明人：黄国平;尤延铖;梁德旺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2008-10-15 - 公布日： 2009-03-25 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明是可兼顾内外流性能的内乘波式高速进气道及其设计方法。其结构是进气道由收缩段、隔离段或扩张段组成，进气道收缩段特征为采用光滑曲面的三维向内收缩。其设计方法是以特定的非轴对称内收缩基本流场为基础，根据给定的进口形状，进行流线追踪获得下游的流面，从而得到内乘波式进气道三维型面。所述的非轴对称内收缩基本流场是通过沿周向的收缩面在原有的回转面基础上进行渐变、并在轴心处布置一个特定半径的圆柱来得到。
兼顾外流性能内乘波式进气道及其设计方法

[发明专利]一种用于埋入式进气道低流量工况的数值仿真方法-CN202210182883.7在审
发明人：谢文忠;张路;王震宇;赵庆伟;袁世杰;杨林林;李腾飞 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于埋入式进气道低流量工况的数值仿真方法，对应用的埋入式进气道建立计算机仿真模型，该计算机仿真模型包含可轴向推进的节流锥，在该计算机仿真模型内模拟设置压力远场边界、绝热固壁边界、压力出口边界，节流锥的轴向推进能够产生足够的进气道出口背压，最终使得埋入式进气道保持较低的流量和出口马赫数，同时节流锥两侧较为顺畅的气流通道减少了回流现象的发生，避免数值仿真时埋入式进气道在低流量工况下无法进气的状况，为低流量工况时的埋入式进气道提供了数值仿真的气动性能及流场结构，为风洞实验提供了较为完整的飞行包线对比。
一种用于埋入式进气道低流量工况数值仿真方法

[实用新型]一种可调节泄流量及可预警失稳的双通道进气道调节机构-CN202220881648.4有效
发明人：朱呈祥;卢钰文;蔡泽君;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-04-15 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：一种可调节泄流量及可预警失稳的双通道进气道调节机构，进气道压缩段、分流板组件、冲压通道和涡轮通道；所述进气道压缩段为冲压通道与涡轮通道共用的进气通道；所述分流板组件包括依次设置的前分流板、副板和后分流板；所述前分流板作为进气道压缩段的二级压缩型面，转动设于进气道压缩段的上壁面；所述后分流板作为涡轮通道的上壁面的一部分，转动设于涡轮通道的上壁面；所述副板转动设于前分流板的自由端。本实用新型动态调节泄流量排移边界层的同时大幅度降低分流板运动对流场的影响，增强进气道流场品质，并可作为失稳预警。
一种调节流量预警失稳双通道进气道机构

[发明专利]动态畸变涡团模拟器及其工作方法-CN202110003040.1在审
发明人：黄国平;刘泽鹏;王岩松 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-01-04 - 公布日： 2021-05-14 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种动态畸变涡团模拟器，其结构包括工艺进气道，开缝绕流柱，旋转缝栅，高速电机，连接螺栓，引气通道，高压气源；其中开缝绕流柱安装在工艺进气道内部，通过连接螺栓固定，旋转缝栅安装在开缝绕流柱空腔内，并与高速电机连接，高速电机通过凸台固定在工艺进气道上，引气通道引入高压气源进入开缝绕流柱空腔内；来流经过绕流柱时，在绕流柱下游产生一系列大尺度涡团，再利用旋转缝栅和绕流柱空腔内高压气源，形成非定常脉冲射流，调整下游涡团尺度及频率，形成与真实进气道出口畸变流场相似的动态流动结构，克服现有畸变模拟器模拟的动态畸变强度不够的问题，以更加真实地模拟进发匹配过程。
动态畸变模拟器及其工作方法

[发明专利]一种判断进气道起动状态的空间丝线流动显示方法及系统-CN201911291925.5在审
发明人：余安远;杨大伟;周凯;杨辉;陈锐杰;贺佳佳;曲俐鹏;黎崎;韩亦宇;吴杰;贺元元;胡俊逸 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心
申请日： 2019-12-16 - 公布日： 2020-04-17 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及高速飞行器技术领域，公开了一种判断进气道起动状态的空间丝线流动显示方法及系统，在进气道起动试验时采用空间丝线流动显示方法，在进气道模型隔离段内通道植入空间丝线，试验中通过高速相机拍摄空间丝线的动作图像，根据图像中空间丝线的展向图像获得进气道模型隔离段内部流场的流向、结构及动态效应，简单、经济、快速、准确地判定进气道的起动状态，为流动分析、进气道设计及流动计算提供可靠的试验依据。
一种判断进气道起动状态空间丝线流动显示方法系统

[发明专利]一种拥有气动压缩型面的定几何二元超声速进气道-CN201811479049.4有效
发明人：赵有喜;谢旅荣;段旭;张悦;汪昆;张兵;李晓驰;郭金默;郑美莹 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-12-05 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种拥有气动压缩型面的定几何二元超声速进气道，包括对称设置的上、下壁面、对称设置的两个侧壁面，上、下壁面及两个侧壁面共同围成内通道以及自内通道向后延伸的扩张段，其特征在于，所述上下壁面的外侧形成与内通道共同自前向后延伸的辅助进气道；且辅助进气道的后部均设有与内通道连通的泄流气缝。通过辅助进气道，将少量低速高压气体引入进气道主通道，形成气动压缩面以及气动喉道；随着来流马赫数的增加，辅助进气道引入的气体压力也增加，低马赫数时形成的气动喉道大；高马赫数时气动喉道小，实现工作范围内进气道气动型面的自动调节因而可大大降低进气道的自启动马赫数，实现不同来流条件下的高流量系数、对称的出口流场。
一种拥有气动压缩几何二元超声速进气道

[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210592096.6有效
发明人：赵玉新;赵延辉;范晓樯;梁剑寒;王振国 -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：根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场、下游壁面曲线、相对应的上下壁面曲线；上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的设计方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，进气道的入口参数可控，有利于提高与其对接的发动机性能，与此同时，超声速进气道的内压缩中心流线的参数可控，有利于提高其抗反压的能力。
超声速进气道及其确定方法

[发明专利]双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法-CN201410257292.7在审
发明人：李怡庆;尤延铖;滕健;潘成剑 -专利权人：厦门翔腾航空科技有限公司
申请日： 2014-06-11 - 公布日： 2015-12-30 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，涉及临近空间飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的乘波装置，即双进气道高超声速乘波体飞行器设计方案。本发明在实现飞行器与进气道一体化的同时实现双进气道设计为双发动机高超声速飞行器的设计提出了解决办法。
双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法

[发明专利]评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法、系统、设备和可读存储介质-CN202210387284.9在审
发明人：董旭;李真宇;孙大坤;孙晓峰 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-04-13 - 公布日： 2022-09-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本公开提供了一种评估S形进气道对压气机稳定性影响的方法，包括：以气动进口截面的速度环量Г为Y轴，以该气动进口截面的无量纲参数组合为X轴，构建X‑Y坐标系；通过调整无量纲参数组合的组合方式使得速度环量在X‑Y坐标系内的散点图呈规律分布；获取调整得到的无量纲参数组合的组合方式，用以表征流场畸变强度和进气道几何之间的模型关系；根据无量纲参数，模拟还原气动进口截面总压场。本公开解决了畸变流场与进气道几何之间无法有效联系的技术问题，并解决了畸变程度的唯一性描述，所得参数可以作为进气道对发动机稳定性影响分析模型的进口条件输入。
评估形进气道压气稳定性影响方法系统设备可读存储介质

[发明专利]一种进气道出口恶劣流场模拟板设计方法-CN202310672527.8有效
发明人：王彦青;周志文;李泽玮;杨帆;陈劼;叶巍;何鹏;伏宇;张凯 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2023-06-08 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提供了一种进气道出口恶劣流场模拟板设计方法，属于航空发动机技术领域，所述方法包括：建立标准孔板数据库；对目标图谱进行气动特性分析，根据分析结果，把畸变图谱划分为若干个小区域；通过标准孔板数据库差值该方法基于流场阻力特性建立标准孔板数据库，建立起一种高效、高精度、低成本的进气道出口恶劣流场模拟板设计方法。
一种道出恶劣模拟设计方法

[发明专利]一种进气道出口截面多气动参数测量装置-CN202110370863.8在审
发明人：谭慧俊;汪昆;黄河峡;李子杰;陈诚;林正康;秦源;唐学斌;李方波;李灿民 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-04-07 - 公布日： 2021-07-13 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种进气道出口截面多气动参数测量装置。该装置包括驱动电机、电机支架、旋转轴、探针安装臂、测量探针。本发明在进行进气道风洞试验时，通过驱动电机带动探针安装臂旋转，可获得进气道出口截面多个圆环上的气动参数；通过更换探针类型，可获得多种参数，包括总压，旋流角，温度以及各状态下的动态参数；通过交叉排列不同探针本发明结构简单，易于实现，对测量流场影响小；装置作动可多次重复；获得试验数据丰富，能够提高进气道出口截面测量精度，降低进气道风洞试验费用。
一种道出截面气动参数测量装置

[发明专利]航空发动机进气道电容式静电感应监测系统-CN201810641946.4在审
发明人：付宇;汤鑫豪;王荣;张清文;罗煊 -专利权人：中国民航大学
申请日： 2018-06-21 - 公布日： 2018-12-11 - 主分类号： G01N27/22 文献下载
摘要：一种航空发动机进气道电容式静电感应监测系统。其包括进气道电容式静电传感器、数据采集系统和成像计算机；进气道电容式静电传感器包括弧形电容极板、隔离电极、绝缘介质层和电容极板引线；数据采集系统包括电路板基体和依次相连的交流激励器、A/D转换器和通讯电路本发明效果：进气道电容式静电传感器安装于航空发动机进气道延长管内圆周面上，可监测高速气流环境下外来物产生的电容极板间介电常数的变化，实现对吸入物的在线监控；可以实时监测分析，适合民用及军用飞机航空发动机搭载；非侵入性监测，不影响航空发动机进气道的气动外形，可避免产生进气道附近的流场扰动；进气道附近颗粒物分布符合“软场”测量特征，测量结果精度较高。
进气道航空发动机电容式静电传感器静电感应数据采集系统监测系统电容极板引线弧形电容极板实时监测分析成像计算机电路板基体交流激励器绝缘介质层电容极板非侵入性高速气流隔离电极介电常数气动外形通讯电路依次相连在线监控颗粒物可监测内圆周吸入物延长管扰动流场军用飞机测量监测

[发明专利]弹体飞行速度测量方法及系统-CN201610451596.6在审
发明人：崔峰;杨刚;樊冬;曾庆贵;刘武;张卫平;吴校生;陈文元 -专利权人：上海交通大学
申请日： 2016-06-21 - 公布日： 2016-08-24 - 主分类号： G01P3/00 文献下载
摘要：一种弹体飞行速度测量方法及系统，通过将基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器设置于待测弹体的拉伐尔管的进气道扩张段的壁面上，利用进气道内流场速度与弹体飞行速度的单调函数关系，由柔性热膜速度传感器测量进气道壁面流场流速，进而计算弹体的实时飞行速度，所述的柔性热膜速度传感器通过设于进气道扩张段管壁的缝隙开孔传输信号，本发明取代了引信涡轮发电机兼用速度传感器的工作形式，将柔性热膜速度传感器保形贴装于弹丸引信拉伐尔进气道壁面上
弹体飞行速度测量方法系统

[发明专利]一种进气道斜切进口及其设计方法-CN200710304699.0无效
发明人：李大伟;张云飞;马东立 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2007-12-28 - 公布日： 2008-07-30 - 主分类号： B64D29/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种进气道斜切进口及其设计方法，所述进气道斜切进口，从下唇口前缘到上唇口前缘为曲线过渡，所述曲线一端端线与上唇口前缘水平线成90°，曲线另一端端线与下唇口前缘水平线成30°。设计方法为：(1)在CAD软件中，建立一个进气道模型；(2)建立直纹曲面模型，是由三点构成的样条曲线；(3)两面相贯得到斜切口外形，采用斜切进口外形，所述两个曲面为步骤(1)建立的进气道进口处曲面和步骤(2)所建立的直纹曲面；(4)将CAD模型导入CFD软件中，进行进气道内流场的数值模拟，得到进气道进口流场图谱，如果气流分离比较严重，修改直纹曲面角度，重复步骤(2)～步骤(4)，直到没有气流分离为止。
一种进气道斜切进口及其设计方法

[发明专利]一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法-CN202310239028.X在审
发明人：黄河峡;关玉茹;蔡佳;谢李斌;谭慧俊;丁文博;李超;王磊;罗金玲 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-14 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法。为了增强前体/压缩面展向压力梯度，通过对基准流场按照指定的规律相似变换，主动构造沿展向后掠的三维压缩激波系，结合流线追踪方法，可获得兼具三维乘波和强边界层排移能力的前体/压缩面。相比于常规的前体/压缩面，本方法可实现展向压差达到其理论最大值，显著增加展向压力梯度，从而有效降低进气道入口边界层厚度，减轻进气道内激波/边界层干扰控制的负担。特别是针对边界层发展迅速的细长前体高超声速进气道，本发明的技术优势更为显著。
一种基于相似变换压力梯度压缩设计方法