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[发明专利]基于弯曲激波理论的V形唇口钝化降热反设计方法-CN202310609194.4在审
发明人：尤延铖;方啸雷;张旭辉;杨旸;崔智亮;张涛;施崇广;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：基于弯曲激波理论的V形唇口钝化降热反设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。给定来流马赫数和V形唇口的扩张角，根据二维激波距离理论预测方法得到前缘脱体激波的位置；给定弯曲激波以及二次透射激波的几何形状，再通过弯曲流线/特征线法(MOCC)方法逆向求解该段超声速段的壁面形状的型线；以五次方程拟合出该两点之间的曲线反设计出超声速‑亚声速混合段型线；根据已知的超声速段所得型线以及超声速‑亚声速混合段型线，给定直前缘段的型线、前缘倒圆半径与扩张角扫掠生成三维内转式进气道的唇口。实现三维进气道唇口钝化型面的反演设计，使得三维内转式进气道的安全性，稳定性得到提高。
基于弯曲激波理论形唇口钝化降热反设计方法

[发明专利]高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法-CN202210400901.4有效
发明人：尤延铖;蔡泽君;卢钰文;胡占仓;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-04-15 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道基础型面上选取截面与进气道的截曲线的修正直线为转轴，将直线沿流向延伸至喉道截面修型为分流板主板型面；3)失稳控制副板设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关
高超声速进气道失稳预警控制机构设计方法

[发明专利]一种高超声速边界层转捩延迟控制方法-CN202211230349.5在审
发明人：刘强;罗振兵;李石清;周岩;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： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速边界层转捩延迟控制方法，在高超声速飞行器表面或者进气道需控制边界层转捩的区域安装复合频率合成双射流激励器，在高超声速飞行器飞行过程中，开启复合频率合成双射流激励器，复合频率合成双射流激励器通过叠加电信号的方式，生成具有第一频率特性和第二频率特性双峰值速度的复合双射流，并对高超声速飞行器的高超声速边界层进行转捩延迟控制；第一频率远小于第二频率。
一种高超声速边界层转捩延迟控制方法

[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210591888.1有效
发明人：赵玉新;郭善广;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： 2013-03-20 - 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：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面根据本方法可获得高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气的超声速进气道。
超声速进气道及其确定方法

[发明专利]兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型-CN201610246929.1有效
发明人：韩忠华;孙祥程;许建华;宋文萍 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-04-20 - 公布日： 2017-03-29 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本发明提供一种兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，该新概念翼型的最大厚度为4.0％C，最大厚度位置为47.4％C，最大弯度为1.17％C，最大弯度位置为74.4％C，其中，C为翼型弦长。本发明提供的兼顾跨声速和高超声速气动性能的新概念翼型，其在高超声速状态下的升阻特性优于常规高超声速翼型，而在跨声速状态下比常规高超声速翼型具有更加优异的升阻特性，从而满足了高超声速飞行器的跨声速爬升阶段和高超声速巡航阶段的性能需要
兼顾声速高超气动性能新概念

[发明专利]一种高超声速航空发动机进气道气动失稳预警方法-CN202210743131.3在审
发明人：曾建平;闵科;余联郴;洪唐宝;朱呈祥;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-06-27 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速航空发动机进气道气动失稳预警方法，对预处理后的沿程壁面压力数据特征归一化后，基于线性SVM算法进行起动和不起动状态数据的二分类，确定最优分类面作为进气道当前状态的不起动边界，并定义η％稳定裕度确定其不起动预警边界，利用不起动边界来实现进气道失稳判定，在此基础上，基于BP神经网络对沿程壁面压力数据进行反压倍数属性的训练和评估，将不起动边界和其预警边界处沿程壁面压力作为回归输入，通过BP神经网络模型预测出进气道不起动状态和其预警状态反压倍数边界值，可用于实现高超声速航空发动机在特定马赫数及飞行高度范围内的气动失稳预警。为高超声速航空发动机进气道气动失稳预警提供了一种新的可行的方案。
一种高超声速航空发动机进气道气动失稳预警方法

[发明专利]一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法-CN201510316781.X无效
发明人：王骥飞;蔡晋生 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2015-06-10 - 公布日： 2015-09-16 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法，方法步骤为：确定总体设计参数并进行基准流场的设计；采用类别形状函数法(CST)参数化表达进气道唇口形状，以流线积分方法(SIM)计算进气道表面的无粘阻力特性，通过优化设计手段设计进气道无粘形面；附面层修正及隔离段的安装；该方法能够将内收缩进气道的基准流场和唇口形状分别进行设计，兼顾内收缩进气道的压缩效率与气动效率的需求，克服了现有方法的不足，解决了高超声速内收缩进气道综合设计与研制中存在的问题
一种分步进行高超声速收缩进气道设计方法

[发明专利]一种支板升降可调型下颌式超声速进气道-CN202111123026.1有效
发明人：刘华;莫建伟;杨宝娥;梁俊龙;刘轶;王玉峰 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-09-24 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
一种升降可调下颌超声速进气道

[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]一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法-CN202010226310.0有效
发明人：王南天;许晓斌;邹琼芬;王雄;孙鹏 -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： 2020-03-27 - 公布日： 2021-09-07 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法。该数据处理方法针对在高超声速风洞模型上添加附加传感器比较困难的实际情况，仅基于高超声速风洞试验数据本身，采用基于方差极小值自适应分段、分段拟合及数据融合等步骤，实现了高超声速风洞连续变攻角试验数据处理。本发明的高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法，提高了超声速风洞连续变攻角试验数据处理精度，有助于推进高超声速风洞连续变迎角试验的推广应用，提升高超声速风洞试验效率。
一种高超声速风洞连续变攻角试验数据处理方法

[发明专利]与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道及设计方法-CN201710413278.5有效
发明人：谭慧俊;庄逸;任志文;盛发家;刘亚洲;黄河峡 -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： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速/高超声速进气道及设计方法。所述下颔式超/高超声速进气道包括局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面、旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面、飞行器机身型面。通过将飞行器前体头部进行非对称设计，并结合非规则的捕获面设计，可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率，并减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计，其可避免强激波损失和局部重新加速区。为此，本发明对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。
一体化下颔高超声速进气道设计方法

[发明专利]一种高超声速Bump进气道设计方法及系统-CN201911271114.9在审
发明人：王翼;徐尚成;王振国;范晓樯;苏丹;周芸帆;巢根明;李鹤松 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-12-12 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速Bump进气道设计方法及系统，该方法包括：对高超声速轴对称进气道型面展开参数化优化，以进气道流量系数范围为约束、以进气道喉部总压恢复系数最大及内收缩比最小为优化目标，通过优化获得一系列具有不同内收缩比的二维轴对称进气道在流向切面的壁面线；通过多项式函数驱动，将得到的二维轴对称进气道在流向切面的壁面线在周向进行布置，形成Bump型面；所述多项式函数以进气道中心角为自变量、以内收缩比为函数值。解决现有技术中进气道总压恢复性能不高，起动能力差等问题。
一种高超声速 bump 进气道设计方法系统

[发明专利]一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法-CN201510076266.9有效
发明人：廖桂生;徐雪菲;廖瑞乾;杨志伟 -专利权人：西安电子科技大学
申请日： 2015-02-12 - 公布日： 2017-04-19 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明属于雷达目标跟踪技术领域，特别涉及一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法，其具体步骤为根据高超声速临近空间飞行器在巡航段所受到的地球万有引力、气动阻力和气动升力，建立高超声速临近空间飞行器在巡航段的运动模型；根据高超声速临近空间飞行器在再入段所受到的地球万有引力、气动阻力、气动升力和发动机控制力，建立高超声速临近空间飞行器在再入段的运动模型；根据高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的回波数据，得出高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的航迹；在高超声速临近空间飞行器在再入段和巡航段的航迹中，将不符合高超声速临近空间飞行器运动模型的点迹去除。
一种高超声速临近空间飞行器航迹跟踪方法

[发明专利]一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法-CN202210304326.8在审
发明人：陈立立;郭正;侯中喜;黄江涛;刘建霞;陈其盛;肖云雷 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所;中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-03-26 - 公布日： 2022-09-16 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法，涉及高超声速飞行器进气道前体技术领域，其技术方案要点是：1)将乘波体前缘曲线根据设计需求分为多级前缘线；2)得到流线截断，使得其沿着纵向坐标不大于L针对吸气式高超声速飞行器进气道与前体压缩性能的需求，提出了一种可以实现纵向分段的多级压缩技术，能够根据进气道的性能需求改变压缩级数、不同级的压缩强度、不同级的压缩长度等设计参数，非常适用于高超声速飞行器的前体设计领域
一种锥导乘波前体纵向分段分级压缩设计方法