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[发明专利]一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法-CN201610566458.2有效
发明人：谢旅荣;滕瑜琳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2016-07-18 - 公布日： 2019-01-29 - 主分类号： F15D1/00 文献下载
摘要：一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体和高压气源；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择；在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下通过在进气道前体表面适当位置处提供适当压力的气源，可以有效促进边界层提前转捩，并且气流流通表面无额外的附加结构，对边界层外部流场以及进气道性能几乎无影响，结构简单，易于实现。
一种基于构造局部扰动高超声速转捩控制方法

[发明专利]一种高超声速变截面进气道及其设计方法-CN201510173908.7在审
发明人：肖雅彬;岳连捷;张新宇 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2015-04-14 - 公布日： 2015-09-09 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速变截面进气道,其包括依次连接的收缩段和隔离段，该收缩段具有入口和出口，所述收缩段形成为由入口向出口逐渐收缩的形状，所述收缩段的三维流场在收缩段轴向方向形成多个子流管，每个子流管的入口和出口的子收缩比与收缩段的入口和出口的总收缩比大致相等，且每个子流管构成轴对称内收缩流场的一部分，所述隔离段包括一体成型的前端部和出口通道，该隔离段的前端部的顶部与所述收缩段的出口的顶部相连，所述收缩段的出口的两侧与所述隔离段的前端部的两侧形成旁侧溢流通道还提供了这种进气道的构造方法。
一种高超声速截面进气道及其设计方法

[发明专利]一种发动机进气道结构-CN201410838674.9在审
发明人：付垚;隆武强;冯立岩;陈雷;田华;田江平 -专利权人：大连理工大学
申请日： 2014-12-30 - 公布日： 2015-05-20 - 主分类号： F02M35/104 文献下载
摘要：一种发动机进气道结构，属于发动机的气道技术领域。该进气道结构让第一进气道与第二进气道通过进气扰流道相连通，且进气扰流道出气口与第一进气道相连接、进气扰流道进气口与第二进气道连接，进气扰流道出气口的圆形通道面积小于进气扰流道进气口的圆形通道面积，进气扰流道呈渐缩状，进气扰流道与第一进气道和第二进气道相交处均采用圆弧过渡。当气体流经进气扰流道时，受到进气扰流道形状的影响，气体的流动速度增加，与第一进气道内气体混合后，使得通过第一进气道进入燃烧室的气体扰动能力增强，同时也调节了第一进气道和第二进气道最终的气体流量。
一种发动机进气道结构

[发明专利]一种基于泄流缝开关可控的进气道及方法-CN202110861739.1有效
发明人：袁化成;刘甫州;王鑫;周珂玉 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-07-29 - 公布日： 2022-05-24 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于泄流缝开关可控的进气道及方法，所述进气道包括进气道中心体，所述进气道中心体上设置有整流罩，整流罩上开设有多排泄流缝，所述泄流缝的开缝面积可控。本发明通过在进气道整流罩开泄流缝，将气流直接排放到进气道外，不需特殊考虑气流流路问题，简化了结构；改善了进气道起动性能，降低进气道起动马赫数，拓宽进气道工作范围；调节进气道流量，使之满足不同飞行工况下的发动机流量需求；此进气道及设计思路可应用于二元、轴对称及内转等类型进气道。
一种基于泄流缝开关可控进气道方法

[发明专利]进气道自起动临界点的数值预测方法-CN201910292070.1在审
发明人：许灵芝;戴梧叶 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-04-12 - 公布日： 2019-08-02 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种进气道自起动临界点的数值预测方法。其中，该方法包括：对流场中的相关参数进行初始化，得到初场；根据所述初场确定爬升段的弹道最终马赫数计算范围；基于所述弹道最终马赫数计算范围确定进气道的自起动临界点。由此，可以预测飞行器爬升过程中进气道从不起动状态到起动状态变化的临界点，以解决目前无法通过地面试验直接获得进气道自起动临界点这一关键难题。
进气道临界点自起动起动状态数值预测爬升马赫数弹道飞行器技术领域地面试验范围确定关键难题相关参数场确定初始化对流场飞行器预测

[发明专利]弹用涡轮发动机进口畸变预测方法和装置-CN202211289526.7在审
发明人：张韬;王易凡;闫帅;焦华宾;赵伟;陈宝延 -专利权人：北京动力机械研究所
申请日： 2022-10-20 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本申请公开了一种弹用涡轮发动机进口畸变预测方法和装置，其中，该方法包括：根据流体力学计算方法对进气压力畸变模拟器或进气道流场进行数值分析，获得进气道/发动机气动界面参数；将进气道/发送机气动界面参数输入到预先训练完成的误差反向传播人工神经网络
涡轮发动机进口畸变预测方法装置

[发明专利]一种进气道连续变流量瞬态气动特性风洞测试方法-CN202210690587.8在审
发明人：宋彦霆;李长坤;刘郡郡;滕鹏;杜希奇;周志坚 -专利权人：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
申请日： 2022-06-17 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开一种进气道连续变流量瞬态气动特性风洞测试方法，属于风洞试验领域，试验测量采用稳/动态组合的测量手段，测量段采用环形的耙结构，各个耙结构上装有数个高频动态传感器，测量段壁面静压和流量计的总/静压通过低频的稳态传感器测量，可对进气道连续变流量瞬时气动特性进行全方位捕捉。在稳/动态数据采集存储结束后，沿时间轴把动态数据按稳态采样周期进行分段，每个数据段起始时刻的稳态数据与该数据段动态数据相对应，结合常规稳态进气道气动参数处理公式，对进气道连续变流量瞬时气动参数进行处理。本方法满足了飞行器发动机加/减油门而引起的进气道内非定常流场的测试需求，使得稳态采集时间与动态采集时间对应更为准确。
一种进气道连续流量瞬态气动特性风洞测试方法

[发明专利]基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法-CN201510532548.5有效
发明人：谭慧俊;黄河峡;宁乐;王娇;袁永青 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2015-08-26 - 公布日： 2015-12-09 - 主分类号： F02C7/00 文献下载
摘要：本发明提出了一种新型的高超声速内转式进气道唇罩设计方法。本方法基于内收缩锥基准流场，通过将流线按照一定规律逆时针偏转，将唇罩前方原本不参与压缩的型面充分利用，提升进气道的压缩效率。其最大的优势在于：将原本一道很强的唇罩激波退化成两道甚至多道弱激波，从而削弱唇罩激波的强度，改善唇罩激波/进气道边界层干扰现象，达到提升进气道性能的目的。
基于流线高超声速内转式进气道唇罩设计方法

[发明专利]一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法-CN202211646660.8在审
发明人：黄河峡;高思敏;林正康;汪昆;李方波;罗中岐;谭慧俊;关玉茹;许耀宇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-12-21 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： G01F1/36 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于亚声速流道的流量测试系统及测试方法，测试系统包括标准模型、过渡段、整流段、节流模块、滞止模块、真空腔。通过调节节流模块的出口面积以及下游的压力，控制进气道出口马赫数，并在节流模块后形成超声速流场结构。真空腔处快速阀关闭，流体通过后整流段整流进入滞止模块，超声速气流滞止。通过监测空腔内的压力变化换算得到亚声速流道的流量。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，所需压力测点少，避免了标准流量计、传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的壅塞，测量精度对流道内气流的非均匀性不敏感，适合于来流为亚声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量
一种适用于声速流量测试系统方法

[发明专利]一种二元超声速进气道自起动性能预测方法-CN201910323640.9有效
发明人：谢文忠;王肖;杨树梓;谭慧俊;陈皓;温玉芬 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-04-22 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种二元超声速自起动性能预测方法，其中，首先通过将临界不起动流场自下而上分为三层，依次为为粘性排移层、两激波层和主激波层，然后分别求解三种激波层在喉道处对应的高度，最后得到了考虑粘性影响的超声速进气道的自起动极限内收缩比相较于Kantrowitz理论假设，本发明对于超声速进气道自起动极限的预测精度更高，与实际结果吻合更好。
一种二元超声速进气道起动性能预测方法

[发明专利]一种APU进气道风门-CN201310664589.0无效
发明人：朱永健;张万民;焦斌昌;郭祥;孔德英 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2013-12-09 - 公布日： 2014-03-12 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：发明属于飞机APU进气道风门结构技术，涉及对飞机APU进气道风门设计的改进。本发明优点：机构轻盈小巧，重量轻，操纵风门的电机电信号控制，操纵方便；风门结构为中空机加壳体结构，增强了风门的强度和刚度；流线型风门结构优化了风门外形，提高风门的流场特性。
一种 apu 进气道风门

[发明专利]一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器-CN202310170827.6在审
发明人：胡泽君;钟宇轩;张宇;吴建军;刘育玮;郑鹏;彭建誉 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-02-27 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： F03H1/00 文献下载
摘要：本发明提出一种可自冷却的吸气式射频等离子体电推力器，包括进气道、电离室和喷管，进气道分为主进气道和副进气道，主进气道与电离室联通，电离室的外围设置有冷却流道，副进气道联通导气道，导气道与冷却流道之间通过冷却流道入口联通，冷却流道与电离室之间通过冷却流道出口联通；主进气道摄取的气体直接进入电离室进行电离，副进气道摄取的气体经导气道导流至冷却流道入口，经冷却流道入口进入冷却流道对电离室进行冷却后经冷却流道出口进入电离室进行电离
一种冷却吸气射频等离子体推力

[发明专利]横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法-CN201410220303.4有效
发明人：尤延铖;李怡庆;韩伟强 -专利权人：厦门大学
申请日： 2014-05-23 - 公布日： 2014-08-06 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；按求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；将得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计
横向压力梯度可控乘波前体进气道一体化设计方法

[发明专利]亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法-CN201811359348.4有效
发明人：朱剑锋;赵廷;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-11-15 - 公布日： 2020-03-27 - 主分类号： F02K7/16 文献下载
摘要：亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法，确定进气道捕获面积，结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；在三维内转进气道的出口，设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；在三维内转进气道的出口，设计亚燃燃烧室；在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；利用流量公式计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。
通道切换动力组合发动机设计方法

[发明专利]壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法-CN201710061160.0有效
发明人：施崇广;李怡庆;尤延铖;周驯黄 -专利权人：厦门大学
申请日： 2017-01-25 - 公布日： 2020-07-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对称内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型。以压缩型面为基础对内外乘波一体化飞行器进行几何构造。
压力可控内外一体化设计方法

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