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[发明专利]高超声速巡航飞行器整体红外辐射特性计算方法及装置-CN202210174308.2有效
发明人：刘尊洋;薛磊;邵立;丁锋;叶庆;徐英;胡帅;陈天宇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： G06F17/11 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速巡航飞行器整体红外辐射特性计算方法及装置，所述方法包括获取所述高超声速巡航飞行器弹体温度分布；获取所述高超声速巡航飞行器弹体红外辐射强度；获取所述高超声速巡航飞行器尾焰流场分布；确定所述高超声速巡航飞行器尾焰计算区域；根据FVM模型原理对尾焰进行空间划分和角度划分并获取所述高超声速巡航飞行器尾焰表面微体外表面红外辐射亮度；获取所述高超声速巡航飞行器在不同探测器像元内的整体红外辐射强度。
高超声速巡航飞行器整体红外辐射特性计算方法装置

[发明专利]一种超声速冷凝器及超声速冷凝方法-CN201210044086.9无效
发明人：邢小月;杜岳;石沈飞 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-02-24 - 公布日： 2012-07-04 - 主分类号： F28B5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速冷凝器及超声速冷凝方法。超声速冷凝器包括同轴设置并依次连接的旋转腔、收缩腔、超声速冷凝腔、以及气液分流腔，还包括旋转机构、使气流恢复压力的扩压器、以及引入冷源的喷嘴；喷嘴的喷出口位于收缩腔内并与收缩腔同轴设置。超声速冷凝方法在高压气体加速阶段喷入温度低于高压气体的冷源，冷源的喷入流向与高压气体的流向相同并位于高压气体的旋转中心。同时冷源的喷入可以更好的保持超声速冷凝腔的旋转和超声速流场，从而减少气体总能量的损失。
一种超声速冷凝器冷凝方法

[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]一种高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制器-CN201911150159.0在审
发明人：吕露;徐国强;王文海;马卫华;张泽银;祁振强;刘兴高 -专利权人：浙江大学
申请日： 2019-11-21 - 公布日： 2020-06-23 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制器，用于对飞行器轨迹进行控制。所述的一种高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制器由飞行器飞行过程、飞行器传感器、自适应轨迹优化控制器构成。高超声速飞行器进入再入段后，自适应轨迹优化控制器自动执行内部的自适应优化算法，得到使高超声速飞行器航程最远的轨迹优化控制策略。本发明能够根据高超声速飞行器不同的海拔高度、速度、飞行航道倾角和飞行水平距离状态快速地得到轨迹优化控制策略，使高超声速飞行器获得更远航程。
一种高超声速飞行器轨迹优化自适应最优控制器

[发明专利]一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置-CN202111472830.0在审
发明人：谢飞;郭雷涛;卢志毅;朱涛;吴友生 -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： 2021-12-06 - 公布日： 2021-12-31 - 主分类号： G01M9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞试验模型弹翼变形装置，属于高超声速风洞试验技术领域。以高超声速风洞试验模型的头部为前方，该弹翼变形装置对称安装在高超声速风洞试验模型内腔的左右两侧，在高超声速风洞试验模型表面左右两侧的弹翼位置处开有对应的狭缝，在弹翼变形装置的驱动下，弹翼从狭缝内伸出或收回，实现高超声速风洞试验模型弹翼变形。
一种高超声速风洞试验模型变形装置

[发明专利]基于执行器故障的高超声速导弹的自适应容错控制器-CN202111247477.6在审
发明人：刘昊;刘德元;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-10-26 - 公布日： 2022-01-28 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于执行器故障的高超声速导弹的自适应容错控制器，是在导弹标称输出反馈控制器与执行器之间增加了自适应容错控制器。构建步骤有：步骤1，建立高超声速导弹在模型参数不确定性，外界干扰条件下的运动模型；步骤2，建立高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型；步骤3，依据动态模型设计自适应容错控制器。本发明的高超声速导弹的自适应容错控制方法，能够实现高超声速导弹在执行器故障、模型参数不确定性以及外界干扰情况下的期望飞行，显著提高了高超声速导弹飞行的可靠性和抗干扰能力。
基于执行故障高超声速导弹自适应容错控制器

[发明专利]一种超声速叶栅激波损失控制装置及方法-CN202211125553.0在审
发明人：罗振兵;朱寅鑫;彭文强;刘强;谢玮;周岩;马正雪;解旭祯;康赢 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-16 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： F04D27/00 文献下载
摘要：本发明属于超声速叶栅激波损失控制领域，具体是涉及到一种超声速叶栅激波损失控制装置，包括相互连通的射流槽和抽吸槽，射流槽和抽吸槽设置在压气机中超声速叶栅的压力面上，且射流槽和抽吸槽位于相邻超声速叶栅尾缘部分，所述射流槽和抽吸槽分别布置在超声速叶栅流场中的尾缘激波的上游和下游，本发明所提供的超声速叶栅激波损失控制装置，无需配备外部高压气源即可控制调节尾缘激波的形态，降低尾缘激波造成的流动损失，结构简洁可靠，
一种超声速激波损失控制装置方法

[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]一种腹下布局超声速进气道-CN202211317126.2在审
发明人：万丽颖;周晓华;卢杰;刘涛;任志文;赵胜海;安平;屈冬平;童佳慧;王春利;陈尊敬;赵政衡;万志明 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2022-10-26 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种腹下布局超声速进气道。包括位于超声速导弹躯体(1)下腹的超声速进气道前体压缩面(2)，超声速进气道前体压缩面(2)后方接进气道主体；在超声速导弹躯体(1)对称面上建立坐标系，其中：XY坐标平面为对称面，X、Y、Z轴分别为航向、竖向、横向；超声速进气道前体压缩面(2)为变曲面设计，其沿X轴方向采用三级局部等熵压缩，对应的各压缩角δ1、δ2、δ3按等强度压缩设计。
一种布局超声速进气道

[发明专利]超声速燃烧瞬时火焰结构高时空分辨可视化系统-CN202110838579.9有效
发明人：朱家健;万明罡;吴戈;周波;孙永超;孙明波 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-07-23 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： G02B27/09 文献下载
摘要：本发明提供一种超声速燃烧瞬时火焰结构高时空分辨可视化系统，包括激光单元、超声速燃烧室和数据采集单元；激光单元，用于产生激光并将激光整形为激光光片后传导到超声速燃烧室内；超声速燃烧室，设有激光入射窗口和数据采集窗口，激光光片经激光入射窗口入射到超声速燃烧室内，对燃烧过程中生成的碳氢组分进行光解，产生CH光解荧光，再通过ICCD相机对光解荧光进行高时空分辨成像，实现对超声速燃烧瞬时火焰结构的高时空分辨可视化。
超声速燃烧瞬时火焰结构时空分辨可视化系统

[发明专利]一种高超声速高温风洞总体布局方法-CN202310331610.9有效
发明人：唐志共;陈德江;吴斌;朱超;齐大伟;李向东;王利;靳雨树 -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： 2023-03-31 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明属于大型风洞设备建设领域，公开了一种高超声速高温风洞总体布局方法。高超声速高温风洞总体布局方法包括进行系统功能设计；进行安全布局设计；进行高超声速高温风洞总体布局设计；进行高超声速高温风洞各分系统设计。高超声速高温风洞总体布局方法能够实现动力系统、异丁烷燃料系统、燃烧试验系统、真空系统、真空排气系统、冷却系统、电源系统、测控系统的总体布局和高低分布设计；获得的高超声速高温风洞总体布局各系统相对独立，安全性高
一种高超声速高温风洞总体布局方法

[发明专利]一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法-CN202011612459.9有效
发明人：李海燕;陈星;易翔宇;文帅;陈农;卢洪波;林键;陈勇富;孙日明 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法，基于变分模态分解实现对高超声速脉动压力试验数据进行分析处理，通过在常规高超声速风洞中，借用脉动压力传感器测得高超声速航天飞行器模型表面的脉动压力，根据风洞运行采集获得的原始试验数据，通过变分模态分解，精准计算分离出脉动压力试验数据包含的所有特征波，进而详细分析航天飞行器在高超声速条件下外表面边界层内的流动结构和转捩机理等物理现象。本发明采用变分模态分解，解决了复杂高超声速脉动压力信号处理过程中出现的虚假信号、频率和模态叠加等问题。
一种高超声速脉动压力试验数据分析处理方法

[发明专利]超声速流道的实现方法及装置-CN201210109054.2有效
发明人：赵玉新;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： 2012-04-13 - 公布日： 2012-07-25 - 主分类号： F15D1/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速流道的实现方法及装置，其中，该方法包括：根据预设的异型出口截面的形状获取该形状的外接圆；计算外接圆的圆心到异型出口截面的形状的距离；从超声速流道的流线族中选择与该距离相对应的流线，其中，选择出的流线构成超声速流道的壁面的曲面形状。本发明解决了相关技术中的无法设计出口截面为异型的超声速流道问题，达到了实现超声速流道的出口截面为异型的技术效果。
超声速实现方法装置

[发明专利]一种具有热补偿功能的连接方法-CN201610597338.9在审
发明人：刘涛;马俊飞;易龙;陈龙;彭志翔;黄海龙;金佳超;王韬;陈玉娟;付俊兴 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-07-27 - 公布日： 2016-11-16 - 主分类号： F16B5/00 文献下载
摘要：本发明可有效解决超声速导弹/高超声速导弹结构不同材料、不同温度分布的热匹配问题；保证了导弹良好的气动外形；技术成果可应用于超声速导弹/高超声速导弹结构的热补偿设计。
一种具有补偿功能连接方法

[发明专利]一种台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案-CN200710187865.3无效
发明人：周建兴;朴英 -专利权人：周建兴;朴英
申请日： 2007-11-15 - 公布日： 2009-05-20 - 主分类号： F23R3/34 文献下载
摘要：本发明的创新之处在于提出了一种新型台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案。该方案的特点是在燃烧室台阶及燃烧室凹槽前增加燃料喷嘴，共同用于燃烧室内的燃料喷射和使用。这种设计方案中，将台阶喷射结构和凹槽前燃料喷嘴结构设计方案应用到超声速燃烧室中，及其相应的改进类型超声速燃烧室中。通过使用本发明所设计的复合喷射结构方案，可以保证在超声速燃烧室内均匀喷入燃料，在燃烧室内低速流动区域内达到燃料和空气的充分混合，从而保证在超声速气流的燃料的点火以及稳定燃烧。和传统的超声速燃烧室内的喷嘴方案相比，本发明提出的设计方案具有以下优点：燃料喷射均匀，掺混充分，易于点火，燃烧稳定，燃烧室内的总压损失小，从而能够缩短超声速燃烧室的结构尺寸，改善整个超声速动力系统的性能一种新型台阶\凹槽复合喷射结构的超声速燃烧室方案主要由燃烧室内的台阶喷射结构，凹槽及凹槽前喷射结构方案等部分的设计组成。
一种台阶凹槽复合喷射结构超声速燃烧室方案