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[发明专利]一种高超声速飞行器高效激波减阻系统-CN202010336687.1在审
发明人：黄杰;高代阳;姚卫星;曹镜 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-04-26 - 公布日： 2020-08-21 - 主分类号： B64C21/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器高效激波减阻系统，利用扰流管、反向喷流和环形喷流组合而成的系统实现对高超声速来流的压缩，减弱飞行器前方的激波强度，降低激波阻力。本发明的高超声速飞行器高效激波减阻系统能大幅降低飞行器的激波阻力，提高飞行器的飞行速度，减少飞行器所携带的燃料，推动高超声速技术的发展。此外，本发明还具有结构简单，易于制造、安装和更换的优点，且对高超声速飞行器具有通用性。
一种高超声速飞行器高效激波系统

[发明专利]一种高超声速飞行器状态估计方法-CN202010646801.0在审
发明人：李君龙;姜立峰;高长生;荆武兴;李沈军;胡玉东 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2020-07-07 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：一种高超声速飞行器状态估计方法，解决了现有技术中对于混合高斯噪声导致估计精度低的问题，属于高超声速飞行器状态估计与轨迹预报技术领域。本发明的方法包括：建立高超声速飞行器跟踪动力学模型，确定高超声速飞行器跟踪动力学模型的状态量，本发明将气动参数和面质比的乘积、速度倾侧角引入高阶状态量中，对飞行器动力学模型在线估计、建模；利用鲁棒高阶容积卡尔曼滤波方法对高超声速飞行器的量测数据进行处理，对确定的状态量进行估计，实现高超声速飞行器的状态估计。Dk、Lk和νk建立自回归模型，确定模型系数，利用确定系数的自回归模型对高超声速飞行器的轨迹进行预测
一种高超声速飞行器状态估计方法

[发明专利]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置及方法-CN202010621524.8在审
发明人：张骞;程奂哲;杨忠凯;林国胜;朱旭 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-06-30 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。
一种利用激波边界层干扰气动试验装置方法

[发明专利]一种可实现超声速流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室-CN202210066087.7在审
发明人：蔡建华;王超;郑榆山;刘彧;陈伟强;肖保国;邢建文;田野;易淼荣;何粲 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2022-01-20 - 公布日： 2022-05-03 - 主分类号： F23R3/52 文献下载
摘要：本发明专利公开了一种可实现超声速流场观测的圆盘形旋转爆震燃烧室，具体涉及冲压发动机技术领域。包括两块间隔设置的盖板，两个盖板之间形成圆盘形的空腔，空腔由中心至边缘依次设有空气集气腔、超声速加速段、扩张段和燃烧室，空气集气腔的厚度大于超声速加速段的厚度，扩张段呈喇叭状且开口小的一侧与超声速加速段连接，超声速扩张段内周向分布有多个燃料喷孔，超声速加速段和燃烧室上均设有光学观测窗；任一盖板的中心开有与空气集气腔连通的进气孔，每块盖板上均设有多个吊耳，两个相互对应的吊耳通过螺栓连接。采用本发明技术方案解决了常规的旋转爆震燃烧室不利于超声速流场形成及观测的问题，可用于旋转爆震反压下特定波系结构的观测。
一种实现超声速观测圆盘旋转燃烧室

[发明专利]一种流场和火焰结构同步探测方法-CN201410373701.X有效
发明人：袁越明;张泰昌;宋军浩;范学军 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2014-07-31 - 公布日： 2017-01-18 - 主分类号： G01N21/45 文献下载
摘要：本发明公开一种用于碳氢燃料超声速燃烧过程的流场和火焰结构同步探测的方法。该方法采用脉冲纹影探测超声速燃烧场的流场结构，采用CH‑PLIF探测超声速燃烧场的火焰结构。将脉冲纹影和CH‑PLIF的探测焦平面分别聚焦到超声速燃烧室内部相同探测区域，通过脉冲同步发生器对脉冲纹影和CH‑PLIF进行同步控制，实现碳氢燃料超声速燃烧过程的流场和火焰结构同步探测。将扣除燃烧室背景噪声的火焰结构CH‑PLIF图像与流场结构的纹影图像相叠加，得到碳氢燃料超声速燃烧过程中同一瞬态的流场和火焰结构的同步叠加图像。该方法所解决的问题是为研究碳氢燃料超声速燃烧过程中流动与化学反应相互作用机理，提供了同步获取燃烧场同一瞬态流场和火焰结构信息的实验探测方法。
一种火焰结构同步探测方法

[发明专利]两级斜切的超声速进气唇口-CN201010134872.9有效
发明人：李博;梁德旺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2010-03-29 - 公布日： 2010-08-11 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：两级斜切的超声速进气唇口，涉及一种两级斜切的超声速进气唇口，属于超声速进气道的技术领域。本发明机身的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成外唇口、内唇口、唇口前缘线，超声速来流在进气道鼓包压缩面的作用下产生锥形激波，在进口前形成正激波本发明实现了可应用于无隔道超声速进气道或其它形式的超声速进气道，增强无隔道超声速进气道排除附面层的效果，提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变，固定几何、唇口两级斜切的目的。
两级斜切超声速进气唇口

[发明专利]基于三重贝叶斯准则的高超声速目标跟踪方法-CN201810950211.X有效
发明人：张翔宇;黄婧丽;王国宏;李林;杨林;辛婷婷 -专利权人：中国人民解放军海军航空大学
申请日： 2018-08-20 - 公布日： 2020-04-21 - 主分类号： G01S13/72 文献下载
摘要：本发明属于高超声速目标跟踪领域，针对高超声速目标跟踪的难题，本发明提出一种基于三重贝叶斯准则的高超声速目标跟踪方法。首先，针对高超声速目标所有可能的运动形式，设计一种以正弦模型为主体的闭合跟踪通道，以实现对高超声速目标的匹配跟踪处理；其次，设计第一重贝叶斯准则，将不同跟踪通道的合作方式设计为模型权重和先验模型切换权重的函数，以提高所选模型和目标真实轨迹的契合度；然后，设计第二重贝叶斯准则，将模型权重设计为随雷达截获信息实时更新的闭合回路，以提高对高超声速目标的跟踪精度；最后，设计第三重贝叶斯准则，将先验模型切换权重设计为随雷达截获信息实时更新的闭合回路，以进一步提高对高超声速目标跟踪的灵敏度。
基于三重贝叶斯准则高超声速目标跟踪方法

[发明专利]高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法-CN202010327172.5有效
发明人：王鹏;鲍存余;汤国建 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2020-04-23 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：一种高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法，将当前运动目标地心的距离、运动目标的纬度、经度作为高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的输入，根据高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化控制模型的控制方案生成控制舵偏角，并输入到超声速飞行器的六自由度运动模型，高超声速飞行器将飞至运动目标，完成飞行任务。本发明基于块动态面的方法设计了高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化模型的控制方案，实现飞行器滑翔段的姿态控制任务需求，制导与控制精度较高，且控制量的全程输出变化较为平滑，提高了飞行器的任务适应能力，有效解决高超声速飞行器制导与控制之间协调困难的问题。
高超声速飞行器滑翔制导姿态控制一体化设计方法

[发明专利]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202110146925.7有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-02-03 - 公布日： 2023-05-19 - 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轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[发明专利]一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法-CN202210333933.7有效
发明人：张力文;韩忠华;宋文萍;乔建领;丁玉临;宋科;张科施 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-03-30 - 公布日： 2023-03-10 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明提供一种针对超声速民机的旋成体静音锥快速设计方法，包括以下步骤：选择超声速民机基准构型，提取基准声爆近场波形；截去基准声爆近场波形B1B2A3，确定激波最优峰值和膨胀波最优长度；结合修正的声爆线化理论，对旋成体静音锥外形进行优化设计；将最优旋成体静音锥外形添加到超声速民机基准构型机身截面S3之前，得到超声速民机旋成体静音锥构型。本发明利用修正的声爆线化理论快速预测近场波形，以及优化设计变量数少的优点，能够直接以声爆强度为目标，快速设计出添加旋成体静音锥的超声速民机外形，有效抑制超声速民机巡航阶段产生严重声爆问题，更好地满足超声速民机飞行时对声爆强度的要求
一种针对超声速成体静音快速设计方法

[发明专利]多级超声速旋流分离器-CN201210094602.9无效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-04-01 - 公布日： 2012-08-22 - 主分类号： B04C3/02 文献下载
摘要：一种多级超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，分离出口分别与一分离管连接。由于超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，超声速冷凝管前半段的分离出口用来把沸点较高的流体分离出去，超声速冷凝管后半段的分离出口用来把沸点较低的流体分离出去，减少了高速气流的能量损失，提高了气液的分离效率和分离纯度
多级超声速旋流分离器

[实用新型]多级超声速旋流分离器-CN201220135370.2有效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-04-01 - 公布日： 2012-11-21 - 主分类号： B04C3/02 文献下载
摘要：一种多级超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，分离出口分别与一分离管连接。由于超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，超声速冷凝管前半段的分离出口用来把沸点较高的流体分离出去，超声速冷凝管后半段的分离出口用来把沸点较低的流体分离出去，减少了高速气流的能量损失，提高了气液的分离效率和分离纯度
多级超声速旋流分离器

[实用新型]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202120303891.3有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2021-02-03 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[实用新型]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置-CN202021256722.0有效
发明人：张骞;程奂哲;杨忠凯;林国胜;朱旭 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-06-30 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。
一种利用激波边界层干扰气动试验装置

[实用新型]一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置-CN202120293726.4有效
发明人：贾麟;王学林 -专利权人：成都顺和润博科技有限公司
申请日： 2021-02-02 - 公布日： 2021-11-23 - 主分类号： C10L3/10 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置，包括法兰盘，法兰盘一侧连接有调节手柄，调节手柄一侧连接有调节锥芯，调节锥芯表面连接有旋流装置，管体内部连接有收缩壳体，收缩壳体下方连接有超声速冷凝管，扩压壳体下方连接有导流叶片，导流叶片一侧连接有扩压流道，超声速冷凝管内部连接有超声速冷凝孔，通过旋流装置和喷管加速增旋道在极短时间内实现压力能与动能的相互转换，从而获得其压力、温度等状态参数的急剧变化通过设置调节锥芯可对超声速冷凝管的气体进行调节，可以更好地保持超声速冷凝管的旋转和超声速流场，提高了气液分离效果。
一种超声速低温冷凝分离器天然气处理装置