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[发明专利]轴对称双通道进气道出口反压调节及流场测量方法-CN202011250187.2有效
发明人：马力;李斌;孟宇鹏;朱守梅;彭暑斌 -专利权人：北京动力机械研究所
申请日： 2020-11-10 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种轴对称双通道进气道出口反压调节及流场测量方法，属于飞行器技术领域。本发明利用含可动环、可动锥的测量装置实现轴对称内、外双通道流场调节，本发明可以满足可调进气道轴对称内外双通道出口流场节流及测量需求；本发明可动件的移动方式均为轴向移动，结构简单，便于调节；所实现的调节方式，可以对内、外通道流量进行独立控制，为可调进气道试验方案的制定提供了多种可能。
轴对称双通道道出口反压调节测量方法

[发明专利]考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法-CN202310273461.5在审
发明人：赵欢;张伟;高正红;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-03-20 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，针对背负式进气道内流场品质不佳造成飞行器进气道性能损失的问题，该方法解决了传统设计方法中未考虑进气道前部外形对内外流场耦合影响的问题，对飞翼布局内外流一体化进行了二维处理，建立考虑背负式进气道影响的二维翼型设计模型，通过高效的数值优化设计，得到考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型。通过CFD方法分析，该方法设计的翼型气动性能优于传统翼型，进气道内部流场基本消除分离，进气道内流场品质大大提升，翼型升阻特性显著提高。
考虑背负式进气道影响布局飞机设计方法

[发明专利]一种进气道及拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法-CN201810229568.9有效
发明人：谢旅荣;李承隆;段旭;王卫星;汪昆;李博;刘雨 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-03-20 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种进气道，该进气道的唇罩壁面上开设泄流槽，利用进气道唇罩内外壁面静压差，将超额定状态下进气道唇罩内的分离包引出内通道。该流场控制方法可显著拓宽进气道在超额定状态下的正常工作马赫数。本发明同时提供了上述拓宽进气道超额定来流马赫数范围的设计方法。
进气道马赫数进气道唇罩内外壁面静压差内通道泄流槽唇罩流场

[发明专利]一种抑制S形进气道内部二次流的导流装置-CN202210921876.4在审
发明人：刘沛清;陈阅 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-08-02 - 公布日： 2022-09-30 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开一种抑制S形进气道内部二次流的导流装置，涉及飞行器进气道相关技术领域，包括位于S形进气道过渡段主流区域的导流片，所述导流片的布置方向与S形进气道中心线平行。本发明提供的抑制S形进气道内部二次流的导流装置，使S形进气道内部的二次流得到抑制，从而可以改善S形进气道内部的流场品质，提高发动机的性能。
一种抑制形进气道内部二次导流装置

[发明专利]一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法-CN201810754318.7有效
发明人：尤延铖;李铭峰;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-07-11 - 公布日： 2019-09-03 - 主分类号： F02K1/36 文献下载
摘要：一种基于三维内转进气道的燃料提前喷注设计方法，涉及近空间高超声速飞行器。根据设计要求获得三维内收缩进气道几何模型；获得三维内收缩进气道流场结构；根据获得的进气道流场结构和特征在其内收缩面上沿流向布置细长形燃料喷注口；在细长形燃料喷注口两侧布置燃料喷嘴，通过对计算得到的喷注口附近的流场特征以及收缩面上的附面层发展规律确定燃料喷嘴的布置方式；调节细长形燃料喷注口和两侧燃料喷嘴的喷注压力，控制进气道入射激波在不同工况下的贴口状态。通过在三维内转进气道压缩面上按指定空间分布布置细长形燃料喷注口和圆形燃料喷嘴，利用进气道提供给燃料的预掺混长度，有助于实现充分燃烧，提升下游燃烧室性能。
进气道喷注口燃料燃料喷嘴细长形三维流场结构内收缩喷注收缩近空间高超声速飞行器燃烧室布置方式充分燃烧规律确定几何模型空间分布两侧布置喷注压力附面层掺混激波流场入射压缩

[实用新型]基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置-CN201821903944.X有效
发明人：朱呈祥;杨日炯;施崇广;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-11-19 - 公布日： 2019-07-09 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置，涉及高超声速飞行器。设有圆锥构型前体与前掠内乘波进气道，所述前掠内乘波进气道由三维内收缩进气道经倒置安装于圆锥构型前体的后下方，利用曲面拟合得到的头锥激波面对三维内收缩进气道型面进行切割，去除伸出头锥激波面的部分后得到；所述前掠内乘波进气道设有前掠内乘波进气道压缩型面、前掠内乘波进气道下唇口、前掠内乘波进气道肩部和前掠内乘波进气道出口。实现了圆锥前体的外压缩流场与前掠内乘波进气道的内收缩流场的良好匹配；同时，该构型还具有良好的升阻力特性。
进气道前掠圆锥前体激波内收缩构型一体化装置头锥三维高超声速飞行器进气道出口倒置安装曲面拟合压缩型面阻力特性下唇口压缩流肩部流场去除匹配切割伸出

[发明专利]新型动态复合畸变模拟器及其工作方法-CN202210892591.2在审
发明人：黄国平;刘泽鹏;陈奇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-07-27 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了航空发动机进气道、发动机匹配技术领域的一种新型动态复合畸变模拟器及其工作方法，包括工艺进气道、扰流柱、旋转阀门和高速电机，扰流柱安装于工艺进气道的内部，旋转阀门安装在扰流柱的空腔内，旋转阀门延伸出扰流柱的一端与高速电机连接，利用绕流柱和旋转阀门，形成动态畸变涡团，且涡团的强度、尺度频率等参数随电机转速和扰流柱迎角和高度的变化而改变，这可以有效地模拟出进气道中由于各种原因产生的动态畸变流场结构，克服现有模拟器对动态畸变模拟的不足，形成与真实进气道出口畸变流场相似的流动结构，以更加真实地模拟进发匹配过程，显著提高实验效率及准确率，无需外加气源。
新型动态复合畸变模拟器及其工作方法

[发明专利]冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置-CN201410184195.X有效
发明人：张江;董金刚;蔡琛芳;陈强;秦永明 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2014-05-04 - 公布日： 2014-11-05 - 主分类号： G01M15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置，包括激波板、驱动器、进气道实验模型、静压测量系统和纹影观测系统，所述激波板位于试验段入口或前段，所述激波板与所述驱动器做动的一端相连，所述驱动器稳固安装在试验段内的壁面上，并与控制器相连，所述进气道实验模型通过支杆安装在波后流场测试区域内。本发明可实现在试验段形成一定区域马赫数连续改变的流场，在马赫数连续改变的整个过程中，马赫数变化连续平稳，流场品质均满足风洞试验流场品质要求。
冲压发动机进气道起动迟滞特性试验装置

[发明专利]一种吸气式发动机进气道流场智能感知和抽吸调控方法-CN202210596661.X在审
发明人：田野;杨茂桃;郭明明;任虎;杨宇;冉伟;胡俊逸;梁爽;马跃;陈尔达;陈皓;宋昊宇;乐嘉陵;李世豪 -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： 2022-05-30 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明提供一种吸气式发动机进气道流场智能感知和抽吸调控方法，根据实时感知的流场状态对高超声速进气道执行抽吸智能调控，以达到流场状态智能控制的目的，在拓宽发动机运行边界的同时，减少过多流量的损失。
一种吸气发动机进气道流场智能感知抽吸调控方法

[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]一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法-CN202310705582.2有效
发明人：廖虹;马晓光;曹永飞;王争取 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明涉及风洞试验领域，公开了一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，包括：选定飞行器模型的测量位置并开孔，安装稳态测压管和动态传感器；安装飞行器模型；安装多发进气道，开启真空引射，模拟飞行器的飞行速度流场，调节进气道流量达到各自试验所需流量，进气道内流场稳定后，进行动态和稳态压力采集，一个流量点采集完成；重复上述调节流量和采集压力步骤，采集下一个流量点，当流量点数量达到试验需求后关闭风洞流场、真空引射；调换多发进气道在飞行器模型上的位置，直到试验要求测试的所有位置全部进行完试验，试验结束。本发明解决了难以得出多发进气道之间相互不同位置和不同流量对各自进气道性能的影响。
一种模拟多发干扰进气道风洞试验方法

[发明专利]一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法-CN202010342883.X有效
发明人：李怡庆;韩美东;李光昱 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2020-04-27 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G06T17/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法，包括以下步骤：(1)设计来流条件与入射激波曲线并根据特征线法反求壁面型线；(2)提取步骤(1)获得的壁面型线所具有的压力分布设计下游压力分布；(3)根据步骤(2)中得到的压力分布利用特征线法反求壁面型线；(4)以步骤(3)所获得的壁面型线三维回转作为基本流场的母线，并求解整个流场；(5)在极坐标中设计三维内转进气道进口，并在步骤(4)获得的基本流场中进行流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；(6)以步骤(5)中得到的三维内转进气道压缩型面,等直向后拉伸得到隔离段。本发明在保持三维内转进气道优点的同时，同时设计入射激波与波后等熵压缩过程，从而为三维内转进气道的设计引入新的自由度。
一种激波压力分布同时可控三维内转进气道设计方法

[发明专利]倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法-CN202111570974.X在审
发明人：尤延铖;程剑锐;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-12-21 - 公布日： 2022-02-22 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器。包括如下步骤：1)锥形前体构型设计；2)基准流场设计；3)确定内转进气道的安装位置与安装角；4)确定内转进气道的捕获面积及其入口三维形状；5)生成双模块一体化构型的内转进气道型面。倒置一体化布局有效减小进气道S弯隔离段的弯曲程度，降低S弯隔离段内的流动损失。圆锥前体的入射外锥激波打在内转进气道的唇口位置，保证进气道唇罩无溢流，实现倒置一体化构型的内转进气道对来流的高效捕获。为内转进气道提供优秀的前体附面层排移效果，避免传统布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。较传统构型总压恢复高，非设计状态下性能优良。
倒置双模下颌式内转进气道类锥前体一体化设计方法

[发明专利]一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统-CN202310459742.X在审
发明人：谢旅荣;林华川;周林;卜炜峻;于平贺;潘纪富 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-04-26 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统。通过基于间歇因子转捩模型模拟高超声速进气道前体流场，获取高超声速条件下的进气道前体的间歇因子分布流场；结合间歇因子分布情况选取合适的间歇因子数值作为判断转捩的标准，并根据选取的间歇因子数值确定进气道前体边界层转捩位置考虑到高超声速进气道前体边界层的转捩区域很长、界限不分明，传统的当间歇因子大于0即认为层流边界层开始向湍流转捩的判断方式并不适用。该方法基于间歇因子分布流场，通过考虑边界层转捩发展到较高水平时对应的间歇因子得到了较准确预测转捩位置的转捩判据γ0，为高超声速进气道前体边界层转捩的预测提供了一种有效的判断方法
一种高超声速进气道前体边界层转捩判断方法系统

[发明专利]基于高超声速脉冲风洞的进气道流场NPLS测量系统及方法-CN201310057028.4有效
发明人：陈植;易仕和;何霖;冈敦殿;周勇为;付佳 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-02-22 - 公布日： 2013-06-12 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于高超声速脉冲风洞的进气道流场NPLS测量系统及方法，该系统包括：粒子发生器、同步控制器、激光器、成像装置、计算机及用于检测进气道模型表面压力的压力传感器，压力传感器生成的第一信号经数字信号采集器传递给同步控制器，激光器及成像装置在同步控制器的时序控制下保证了发射脉冲激光与曝光成像的同步，从而实现了对高超声速进气道流场的瞬态结构测量。通过采用模型表面不同位置的压力传感器信号作为触发信号，循环实验，便可将不同的实验结果拼接成一段近似时间序列的进气道流场结构NPLS图像集。
基于高超声速脉冲风洞进气道流场 npls 测量系统方法