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[发明专利]基于丙酮示踪剂的高超声速PLIF风洞实验方法-CN201711160029.6有效
发明人：董昊;刘松;李铮;彭江波;刘是成;夏天宇;张亚晓 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-11-20 - 公布日： 2018-08-31 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于丙酮示踪剂的高超声速PLIF(Plane Laser Induced Fluorescence，平面激光诱导荧光)成像风洞实验方法，诊断系统包括激光光源系统、片状光束整形系统、PLIF图像探测系统和丙酮示踪剂供给系统，将丙酮作为示踪粒子，在常规高超风洞的真空环境下进行粒子投放，得到其在高超声速流场中的荧光信号，应用PLIF测量技术，获得了高超声速流场的二维图像。
基于丙酮示踪剂高超声速 plif 风洞实验方法

[发明专利]一种基于超声波的高超声速边界层转捩控制装置及方法-CN202111220353.9在审
发明人：张传鸿;任宗盛;史志伟 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-10-20 - 公布日： 2022-02-18 - 主分类号： F15C1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于超声波的高超声速边界层转捩控制装置及方法，在风洞试验段的实验模型壁面设置压力传感器和超声波激励器，压力传感器采集实验模型壁面的脉动压力并传输至信号处理器进行处理，以获取第二模态波的频率分布；超声波激励器发射超声波并通过与超声波激励器电性相连的信号发生器对该超声波进行调节，通过超声波对获取的高超声速边界层转捩中占主导的第二模态波进行控制，进而实现对高超声速边界层转捩的控制。本发明区别于常规的基于粗糙元的被动控制方法，通过调节超声波激励器参数实现对高超声速飞行器边界层转捩主动控制的目的。
一种基于超声波高超声速边界层转捩控制装置方法

[实用新型]一种可调节收敛扩散性尾喷管-CN201821343702.X有效
发明人：黄新春;冯鲁文;陈玉春;刘宗尧 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-08-21 - 公布日： 2019-04-09 - 主分类号： F02K1/11 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种可调节收敛扩散性尾喷管，包括亚声速喷管、超声速喷管、带弹性的外调节片。亚声速喷管中的亚声速调节片和密封片分别与超声速喷管中的超声速调节片与密封片的前端相铰接。带弹性的外调节片是机身的延展部分，带弹性的外调节片中部固定有气压作动筒，后端通过凸耳搭放在超声速调节片尾端外侧的槽沟中，外调节片上的凸耳在槽中移动，限制喷管出口的截面面积。收敛形的亚声速喷管作为固定收敛段，多调节片式喷口在加力状态下张开形成扩散段。再采用液压的方法调节喷管尾部截面，调节片式喷口在加力状态时张开形成扩散段形尾喷管。本实用新型实现简化结构，减轻重量。
亚声速喷管外调节片弹性的尾喷管本实用新型超声速喷管加力状态超声速可调节扩散段扩散性密封片喷口片式凸耳收敛张开气压作动筒方法调节喷管出口喷管尾部推力损失燃气能收敛段收敛形机身槽沟铰接片尾延展发动机膨胀移动保证

[发明专利]一种基于计算力学的弹性高超声速飞行器建模方法-CN202111044664.4在审
发明人：胡超芳;米涵芃;杨晓荷;胡永太 -专利权人：天津大学;中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所
申请日： 2021-09-07 - 公布日： 2021-12-31 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于计算力学的弹性高超声速飞行器建模方法，包括如下步骤：步骤1：建立高超声速飞行器的几何模型并进行网格划分；步骤2：基于计算流体力学及计算结构力学，对高超声速飞行器不同工况下弹性特性及气动参数进行仿真计算以获得拟合数据；步骤3：根据拟合数据建立高超声速飞行器刚体动力学模型并根据振动方程求得不同位置的形变角；步骤4：根据刚体动力学模型和振动方程，结合上述步骤中仿真计算结果，通过曲线拟合得到弹性高超声速飞行器六自由度弹性动力学模型
一种基于计算力学弹性高超声速飞行器建模方法

[发明专利]一种各向异性高超声速等离子体湍流中高斯波束的传播特性计算方法-CN202111462016.0在审
发明人：陈伟;朱国胜;杨利霞;邓晴晴;邓文哲 -专利权人：安徽大学
申请日： 2021-12-02 - 公布日： 2022-04-05 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种各向异性高超声速等离子体湍流中高斯波束的传播特性计算方法，根据各向异性等离子体湍流折射率起伏功率谱及Rytov近似理论，求解各向异性等离子体湍流中高斯波束的长期波束展宽和闪烁指数，引入了两个各向异性因子来参数化湍流单元在水平与垂直方向上的各向异性特性，对长期波束展宽和闪烁指数进行仿真并最终获取各向异性高超声速等离子体湍流中高斯波束的传播特性数据。该各向异性高超声速等离子体湍流中高斯波束的传播特性计算方法，弥补了各向异性高超声速等离子体湍流中高斯波束传播特性的不足，使高超声速等离子体湍流中的波传播问题不仅仅基于各向同性，为后续等离子体湍流中的电磁波传播问题提供理论基础
一种各向异性高超声速等离子体湍流中高波束传播特性计算方法

[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]气体超声速旋流分离实验系统-CN201410284916.4有效
发明人：文闯;杨燕;王树立 -专利权人：常州大学
申请日： 2014-06-23 - 公布日： 2014-09-24 - 主分类号： B01D45/16 文献下载
摘要：本发明属于天然气脱水和重烃分离领域，具体地，涉及一种气体超声速旋流分离实验系统。实验系统包括压缩机，压缩机与缓冲罐相连，缓冲罐连接换热器；换热器连接加湿罐，加湿器与加湿罐相连，加湿罐通过管线与超声速旋流分离器相连，超声速旋流分离器通过管线与二次分离罐相连，滑脱气出口与第一阀前调节型自力式压力调节阀相连；超声速旋流分离器与气体缓冲罐相连，气体缓冲罐与第二阀前调节型自力式压力调节阀相连；第一阀前调节型自力式压力调节阀出口和第二阀前调节型自力式压力调节阀出口通过管线汇合经过换热器后形成干气出口。本发明具的气体超声速旋流分离实验系统为分离器结构优化设计、分离性能评价提供了一套完善的实验分析平台。
气体超声速分离实验系统

[发明专利]一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法-CN201410249418.6有效
发明人：马金玉;余胜东 -专利权人：温州职业技术学院
申请日： 2014-05-29 - 公布日： 2017-07-04 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种气动弹性分析方法，提供了一种高超声速飞行器热环境下气动弹性力学特性分析方法。使用活塞理论对高超声速飞行器全机有限元模型进行频域非定常气动力计算，在此基础上考虑了在高超声速热环境中，模型受到的气动热效应，忽略气动热输入对气动力输入和弹性力输入的弱耦合效应，仅考虑气动热载荷作用下的结构温度的稳态特性本发明解决了气动热环境下超声速飞行器气动弹性分析问题，通过对颤振速度的分析从而提高高超声速飞行器气动弹性性能。
一种高超声速飞行器环境下气弹性力学特性分析方法

[发明专利]一种基于非线性函数的高超声速飞行器跟踪控制方法-CN201810393045.8有效
发明人：宋申民;孙经广;王岩;谭立国;于志刚 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2018-04-27 - 公布日： 2021-06-29 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：一种基于非线性函数的高超声速飞行器跟踪控制方法，本发明涉及基于非线性函数的高超声速飞行器跟踪控制方法。本发明为了解决现有飞行器的控制模型复杂及鲁棒性差的问题。本发明包括：步骤一：将高超声速飞行器模型通过状态反馈控制器进行转化，得到转化后的高超声速飞行器模型；步骤二：根据步骤一得到的转化后的高超声速飞行器模型，设计自适应非线性鲁棒控制器u0
一种基于非线性函数高超声速飞行器跟踪控制方法

[发明专利]一种单对超声速流向旋涡发生装置-CN201811611564.3有效
发明人：黄河峡;张可心;林正康;郭赟杰;谭慧俊;鲁世杰;马志明 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-12-27 - 公布日： 2019-12-20 - 主分类号： G01M15/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种单对超声速流向旋涡发生装置，包括依次连接的拉瓦尔喷管、过渡段、旋涡发生段和试验窗口。通过拉瓦尔喷管和过渡段形成均匀的超声速气流进入旋涡发生段，借助径向压力梯度诱导侧壁边界层形成横向流动，在管道一侧产生一对大尺度流向旋涡，并通过消波设计，可在试验窗口产生均匀且无背景波系的超声速核心流以及充分发展的单对超声速流向旋涡此外，试验装置流道面积逐渐增加，且无附加的涡流发生器，更易满足直连试验台对模型堵塞度的要求，为开展超燃冲压发动机内激波串和超声速流向旋涡的干扰机理研究提供了一种切实可行的试验装置。
超声速旋涡旋涡发生装置拉瓦尔喷管试验装置发生段过渡段试验台波系超燃冲压发动机径向压力梯度超声速气流涡流发生器侧壁边界横向流动机理研究依次连接逐渐增加大尺度堵塞度对流场核心流试验激波流场流道消波直连诱导污染

[发明专利]超声速分流流道及其壁面确定方法-CN201210590682.7有效
发明人：赵玉新;赵延辉 -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： 2013-04-10 - 主分类号： F15D1/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速分流流道及其壁面确定方法。该超声速分流流道的壁面确定方法包括：根据超声速分流流道设计结构的几何约束确定其入口边界和多个出口边界的位置及流动方向，利用特征线法，确定第一壁面曲线、第二壁面曲线以及第三壁面曲线；在结合二阶连续曲线确定分流道的壁面曲线根据本方法确定的超声速分流流道，内部流场参数可以控制，分流流道内不会产生激波，实现超声速流动的高效、低阻分流，分流之后的流道可以根据设计要求随意转弯。
超声速流流及其确定方法

[发明专利]超声速流场密度场的校准以及测量超声速密度场的方法-CN201210189662.9有效
发明人：易仕和;田立丰;赵玉新;何霖;陈植 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-06-08 - 公布日： 2012-10-03 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速流场密度场的校准方法，这种方法是基于NPLS技术，采用斜激波和膨胀波综合校准方法对超声速流场密度-NPLS图像灰度曲线进行校准。第一，将示踪粒子均匀散播到超声速来流中，CCD根据计算机的指令拍摄粒子图像；第二，在超声速风洞中的可连续调节攻角α的斜劈，通过改变斜劈攻角α，得到一组（ρi，Ii）(i＝1,2,L,n-1)数据；第三，在超声速风洞中的放置膨胀波发生器，通过放置不同偏转角度的膨胀波发生器，得到另一组(ρi,Ii)(i＝n,n+1,L，N)数据；第四，将上述两组数据进行多项式拟合，得到流场密度-NPLS图像灰度的关系曲线
超声速密度校准以及测量方法

[发明专利]吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法-CN201610362016.6有效
发明人：贺伟;孙良;王琪;高昌;于时恩;张小庆;李宏斌;任虎;吕金洲;郭鹏宇 -专利权人：中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
申请日： 2016-05-26 - 公布日： 2017-07-11 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法，用于高超声速风洞试验中，本发明将吸气式高超声速飞行器分为前体、燃烧中段和后体三部分，燃烧中段设有支架，在前体和燃烧中段之间设有前天平，燃烧中段和后体之间设有后天平，燃烧中段和支架之间设有中天平，前天平和后天平分别对前体和后体的气动力进行测量，中天平对整机的气动力进行测量，对三台天平的测力结果进行解算得到各个部件的气动力和力矩；本发明通过对吸气式高超声速飞行器沿轴向分段划分出各部件，通过多台天平的测力结果解算出各部件的气动力，天平测力可以比较可靠地测得飞行器各部件的气动力，有效解决了吸气式高超声速飞行器部件气动力和力矩测量问题。
吸气高超声速飞行器分段部件气动力测量方法

[发明专利]复杂高超声速飞行器烧蚀效应快速计算方法-CN201611056358.1有效
发明人：李佳伟;王钰涵;杨天鹏;王江峰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2016-11-24 - 公布日： 2019-07-19 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种复杂高超声速飞行器烧蚀效应快速计算方法，属飞行器气动设计领域。该方法采用了基于碳基材料的烧蚀模型和基于温度分区的烧蚀效应计算方法，结合普朗特理论的无粘外流解与边界层理论，发展了一种碳基材料烧蚀效应快速数值计算技术，给出了复杂外形高超声速飞行器热防护系统表面烧蚀的热流密度分布本发明同时增加了高超声速飞行器在高速飞行弹道过程中，热防护系统表面发生烧蚀情况的模拟能力。该方法计算效率高，鲁棒性好，结果准确，填补了国内在高超声速飞行器发生烧蚀情况下，高效、快速、准确的给出数值模拟结果方面的空白，为高超声速飞行器初期设计阶段提供有效的技术支持。
复杂高超声速飞行器效应快速计算技术

[发明专利]基于在线数据学习的高超声速飞行器神经网络控制方法-CN201710789210.7有效
发明人：许斌;寿莹鑫;杨代朋;凡永华;史忠科 -专利权人：西北工业大学;西北工业大学深圳研究院
申请日： 2017-09-05 - 公布日： 2019-10-22 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于在线数据学习的高超声速飞行器神经网络控制方法，用于解决现有高超声速飞行器控制方法稳定性差的技术问题。技术方案是首先将高超声速飞行器纵向通道模型分解为速度子系统和高度子系统，再利用神经网络对高超声速飞行器系统存在的不确定性进行逼近，采用在线数据构造神经网络的预测建模误差进行神经网络权重更新，提升神经网络闭环控制过程的系统学习能力由于针对两个子系统分别给出基于神经网络学习的控制器，实现了不确定高超声速飞行器动力学控制。
基于在线数据学习高超声速飞行器神经网络控制方法