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[实用新型]飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置-CN201520278036.6有效
发明人：李怡庆;尤延铖;滕健;潘成剑 -专利权人：厦门大学
申请日： 2015-05-04 - 公布日： 2015-09-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置，涉及飞行器。设有飞行器前体、内乘波式高超声速进气道、进气道隔离段；飞行器前体与内乘波式高超声速进气道为三维向内收缩，进气道隔离段为圆柱形等直管道；飞行器前体的前缘捕获型线为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体与内乘波式高超声速进气道于内乘波式高超声速进气道进口型线处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道与进气道隔离段于进气道肩部型线处相连接，进气道肩部型线其正向投影为圆形；进气道隔离段的出口的形状为与进气道肩部型线正向投影半径相同的圆形曲线
飞行器内乘波式高超声速进气道一体化装置

[发明专利]一种基于深度学习的高超声速进气道流场快速预测方法-CN202211119244.2在审
发明人：钟家祥;屈峰;孙迪;王梓瑞;田洁华;白俊强 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-09-13 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种基于深度学习的高超声速进气道流场快速预测方法，以深度学习为基础，建立高超声速进气道流场快速预测模型，直接利用壁面压力传感器数据进行流场预测，应用于高超声速进气道流场的快速/实时预测和进气道状态的准确判断相比于传统基于CFD方法获取流场，基于该方法可快速得到具有高精度、高准确性的高超声速进气道流场。此外，该方法从高超声速飞行器的实际飞行状态出发，以进气道壁面的压力传感器得到的实时壁面压力数据作为输入，可实现高超声速进气道流动状态的实时判定以及进气道流场的实时监测，进而保障飞行器的安全、高效运行。
一种基于深度学习高超声速进气道流场快速预测方法

[发明专利]宽速域变几何进气道-CN201810520481.7有效
发明人：夏有财;徐万武;叶伟;贾逸聪 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-05-28 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽速域变几何进气道，通过转动高超声速进气道唇口与第三级顶板大幅降低高超声速进气道启动马赫数，并能保证高超声速进气道低马赫数时较好的流量捕获能力，即保证发动机推力。
宽速域变几何进气道

[发明专利]一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器-CN202110588062.9在审
发明人：龚春林;黄文钰;陈丹;苟建军;吴蔚楠;王建磊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。
一种高超声速进气道唇口控制装置飞行器

[发明专利]一种基于数据降维和重构的高超声速进气道不起动检测方法、系统及装置-CN202210943317.3在审
发明人：王子傲;常军涛;吕铖坤;孔辰 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2022-08-08 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G06K9/62 文献下载
摘要：本发明提供一种基于数据降维和重构的高超声速进气道不起动检测方法、系统和装置。步骤1：获取高超声速进气道顶壁和底壁的压力分布；步骤2：对数据进行标准化处理得到数据矩阵X；步骤3：基于数据矩阵X使用主成分分析算法进行异常检测；步骤4：基于异常检测得到数据样本的异常得分从而判断高超声速进气道起动不起动的问题本发明用于解决高超声速进气道不起动会带来进气道性能的大幅下降，流场参数振荡加剧，甚至引起发动机熄火等问题。
一种基于数据维和高超声速进气道不起动检测方法系统装置

[发明专利]基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置-CN201110342078.8有效
发明人：岳连捷;肖雅彬;彭辉;陈立红;张新宇 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2011-11-03 - 公布日： 2012-06-20 - 主分类号： G01M15/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于激波风洞的高超声速进气道自起动测试装置，包括：高超声速进气道，设置在风洞试验舱内，所述高超声速进气道的入口端与所述风洞实验舱的风洞喷管相对；膜片，通过夹膜装置安装在所述高超声速进气道的出口端本发明解决了利用激波风洞开展高超声速进气道自起动特性研究的试验手段问题，可模拟进气道不起动阶段的拟稳定周期性流态，且具有足够时长，并在设定的时间范围内考察进气道自起动特性，保证了自起动试验的有效性及可重复性
基于激波风洞高超声速进气道起动测试装置

[发明专利]一种定几何二元高超声速进气道及设计方法-CN201710416401.9有效
发明人：谢文忠;高晓天;谭慧俊;施欢;王肖 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-06-05 - 公布日： 2018-07-27 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提出了定几何二元高超声速进气道。它在高超声速进气道唇罩入口附近设置一块呈“拱桥”形状、水平放置的隔板。本发明的工作原理是：对于捕获的来流而言，二元高超声速进气道喉道显得过小，其自起动性能往往较差，在进气道唇罩入口附近引入隔板，利用隔板的分割作用，将进气道原内收缩段划分为三个子内收缩段，原内收缩段的压缩量由三个子内收缩段分担每个子内收缩段的内收缩比都比原内收缩段大幅降低，所以该构型可显著降低二元高超声速进气道的自起动马赫数。本发明几何形状固定、结构简单、易于实现，能够大幅提高二元高超声速进气道的自起动性能。
内收缩高超声速进气道隔板自起动进气道进气道唇罩工作原理马赫数压缩量拱桥唇罩构型喉道捕获分担分割引入

[发明专利]一种前体带有双悬臂预喷注的定几何二元高超声速进气道-CN202310542816.6在审
发明人：谢旅荣;张义宁;于平贺;周林;王润洲 -专利权人：南京航空航天大学;北京动力机械研究所
申请日： 2023-05-15 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了前体带有双悬臂预喷注的定几何二元高超声速进气道，包括若干带有双悬臂预喷注结构的二元高超声速进气道单元，所述带有双悬臂预喷注结构的二元高超声速进气单元包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、自所述进气道内壁面向前延伸的前体压缩面；所述进气道内壁面与所述唇罩共同围成进气道内通道；以及由所述气体内通道向后沿伸的等直段；在二元高超声速进气道单元的前体压缩面最后一级压缩面及唇罩内壁面设置悬臂结构，通过该结构喷注燃料，在保证进气道流量系数以及总压恢复系数的同时，利用高超声速进气道较长的前体以及内通道实现燃料与来流空气的提前充分混合，为进气道后方所连接的燃烧室提供利于燃烧的可燃混合气。
一种带有悬臂预喷注几何二元高超声速进气道

[发明专利]高超声速进气道起动/不起动模式最优分类面的获取方法-CN200710144717.3无效
发明人：于达仁;鲍文;常军涛;崔涛 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2007-12-03 - 公布日： 2011-11-02 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：高超声速进气道起动/不起动模式最优分类面的获取方法，它涉及的是高超声速进气道的技术领域。它是为了解决现有技术还不能准确的得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，导致控制系统不能快速对当前进气道工作状态进行检测的问题。本发明能快速得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，并能得到高超声速进气道起动/不起动两种模式之间的隔离带，在一定程度上克服了测量噪声和干扰的影响。
高超声速进气道起动模式最优分类获取方法

[发明专利]基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法-CN202310211443.4在审
发明人：朱呈祥;蔡泽君;郑晓刚;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-03-07 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法，涉及飞行器宽速域进气道领域。1)根据高超声速飞行器的设计需求确定高超声速内收缩进气道高/低马赫数设计点；2)构造双设计点轴对称基本流场；3)将扇形进口置于高马赫数基本流场进行流线追踪获得进气道基础压缩型面；4)设计高/低马赫数工况作动型面及作动方案实现同时根据高/低马赫数流量需要开展高超声速宽速域内收缩进气道设计。基于该设计方法设计的高超声速宽速域内收缩进气道能够在设计之初确保进气道能够低马赫数起动，且具有满足需求的低马赫数流量捕获能力。发展宽速域内收缩进气道的宽域设计方法，提高高超声速宽速域内收缩进气道的可设计性和设计效率。
基于弯曲激波设计点宽速域内收缩进气道方法

[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]一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道-CN202210242146.1在审
发明人：谢旅荣;王润洲;张义宁;周林;胡蓉 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-03-11 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开一种带单排悬臂预喷注的二元高超声速进气道，在二元高超声速进气道单元最后一级压缩面设置悬臂结构，通过该结构喷注燃料，在保证进气道流量系数以及总压恢复系数的同时，利用高超声速进气道较长的前体以及内通道实现燃料与来流空气的充分混合，为进气道后方所连接的燃烧室提供利于燃烧的可燃混合气。
一种单排悬臂预喷注二元高超声速进气道

[发明专利]一种类圆截面高超声速进气道脉动反压发生装置-CN202110484197.0有效
发明人：高文智;赵鹏飞;宋志雄;陈建;刘常海;曾亿山 -专利权人：合肥工业大学
申请日： 2021-04-30 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明属于超声速和高超声速进气道的技术领域，具体涉及一种类圆截面的高超声速进气道脉动反压发生装置，包括依次连通的实验段、节流段和喇叭状的扩张段，节流段包括圆筒形的第二水平气道和沿着第二水平气道同一周向上均匀布置的反压发生机构；反压发生机构包括电磁吸附机构和柔性板，其中柔性板突起于第二水平气道的面积即堵塞度可模拟类圆管高超声速进气道振荡的振幅，柔性板往复运动的频率可模拟高超声速进气道振荡的频率，通过更换顶板的圆弧顶高度和柔性板材质改变振幅的大小，通过控制电源电流强度，和通断电频率改变振荡的频率，且最高频率可达到400Hz，高于现有实验设备产生的频率，能更好模拟研究高超声速进气道下游受震荡的三维流动特性。
种类截面高超声速进气道脉动发生装置

[发明专利]一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统-CN202310459742.X在审
发明人：谢旅荣;林华川;周林;卜炜峻;于平贺;潘纪富 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-04-26 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统。通过基于间歇因子转捩模型模拟高超声速进气道前体流场，获取高超声速条件下的进气道前体的间歇因子分布流场；结合间歇因子分布情况选取合适的间歇因子数值作为判断转捩的标准，并根据选取的间歇因子数值确定进气道前体边界层转捩位置考虑到高超声速进气道前体边界层的转捩区域很长、界限不分明，传统的当间歇因子大于0即认为层流边界层开始向湍流转捩的判断方式并不适用。该方法基于间歇因子分布流场，通过考虑边界层转捩发展到较高水平时对应的间歇因子得到了较准确预测转捩位置的转捩判据γ0，为高超声速进气道前体边界层转捩的预测提供了一种有效的判断方法
一种高超声速进气道前体边界层转捩判断方法系统

[发明专利]前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道-CN201210479091.2有效
发明人：谭慧俊;李程鸿;庄逸;黄河峡;张启帆;王德鹏 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2012-11-22 - 公布日： 2013-03-06 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，主要由进气道主体、进气道唇罩、引流管路、阀门、稳压腔、引流板、引流腔和多孔或多缝板组成，该进气道能够在较宽的马赫数范围内保持较高的流量系数，激波损失小，而且第一稳压腔及第二稳压腔均只连接一个引流管道，使得该前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道调节机构少，结构简单，易于实现。
通道循环气动式超声速高超声速调进

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