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[发明专利]一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法-CN202310195699.0在审
发明人：何墨凡;李宪开;尹超;李佳伟;盛发家;周航 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法，宽速域进气道流量调节范围较大，本发明在结合改变捕获和增大喉道通流能力两个进气道稳定工作变几何思路下，提出了一种平移唇口及喉道的联动流量调节变几何装置。所述变几何装置由平移唇口、平移喉道及四连杆连接装置组成，可以通过单自由度调节协同控制进气道实际捕获流量及喉道压缩量大小，达到进气道性能多维度最优。所述变几何装置在运动的过程中具备两种工作状态：1)四连杆机构后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度增大，涡轮喉道高度减小；2)当四连杆机构到达某位置后继续后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度减小，涡轮喉道高度增大。
一种带有平移联动流量调节几何装置组合动力进气道及其工作方法

[发明专利]基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构-CN202210924988.5在审
发明人：王战;李佳伟;张安坤;沈煊;李宪开;周勇健;何墨凡;盛发家 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2022-08-03 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构，属于减阻降热技术领域。在飞机钝化前缘位置排布喷口，实施逆向喷流。喷口以矩阵形式相对于飞机钝化前缘中心线上下对称排布。飞机钝化前缘内设有对流冷却回路、气体喷流回路和内部支撑空间；对流冷却回路分别开设于钝化前缘的上、下表面，对流冷却回路靠近喷口一端的流道横截面呈现阶梯状，对流冷却回路中通过泵循环冷却介质；气体喷流回路一端连接喷口，另一端连接内部喷流装置，内部喷流装置喷出的气体经过气体喷流回路从喷口喷出，气体喷流回路分别位于中心线上下两侧，且从内部喷流装置到喷口逐渐向中心线倾斜。本发明实现降低各类飞行器钝化前缘区域因激波‑激波干扰而导致的强加热热流。
基于逆向喷流主动冷却高超声速组合减阻降热结构

[发明专利]一种基于“蚁群”作战概念的模块化组合涵道风扇无人机-CN202111303799.8在审
发明人：尹超;李宪开;何墨凡;张国辉;李佳伟;盛发家 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2021-11-05 - 公布日： 2022-03-25 - 主分类号： B64C37/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于“蚁群”作战概念的模块化组合涵道风扇无人机，“蚁群”作战概念是基于“蜂群”作战的一种创新延伸，该无人机具备功能模块化的特征，如同“蚁群”的分工协作，单元体具备不同功能，组合体可以集成这些功能，协同作战。飞行器单元为正多边形结构，每个侧面都具有自主对接机构；对接机构包含两个功能：1)实现两个单元的对接与锁紧；2)实现单元体之间的相对旋转运动；组合体飞行器包含推力单元与升力单元，升力单元水平对接，两侧单元体通过对接机构旋转转换为水平推力单元，航程和载荷大大增加。该“蚁群”无人机平台兼具单体作战，“蚁群”协作，“蜂群”攻击，战场隐蔽等战术特点，大大丰富了“蜂群”协同作战的内涵。
一种基于蚁群作战概念模块化组合风扇无人机

[发明专利]基于FVM-TLBFS方法的飞行器热防护结构热传导计算方法-CN202111303732.4在审
发明人：李佳伟;沈煊;李宪开;尹超;何墨凡;盛发家 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2021-11-05 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了基于FVM‑TLBFS方法的飞行器热防护结构热传导计算方法，首次将FVM‑TLBFS方法拓展应用至二维、三维结构热传导计算。针对热防护结构的传热与热应力/应变特性问题，利用现有的高效LBE模型，将其推广到结构热传导计算中，成功构造了二维、三维TLBFS通量求解器，用以求解结构热传导方程数值通量，并进行相应的数值算例验证。该方法求解结构热传导简单高效，能适用于复杂几何外形的结构热传导计算。同时，可将传统的基于有限体积法的一阶传热精度提高至二阶精度，为流场与结构传热一体化计算方法的建立提供方法支持。
基于 fvm tlbfs 方法飞行器防护结构热传导计算方法

[发明专利]一种单边膨胀喷管设计方法-CN202111303733.9在审
发明人：汪东;蔡伊雯;尹超;盛发家;何墨凡 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2021-11-05 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种单边膨胀喷管设计方法，属于高超声速飞机单边膨胀喷管设计领域。本发明采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面。本发明方法可以快速设计出一种壁面曲率连续的单边膨胀喷管，应用此设计方法可以显著缩短设计周期。
一种单边膨胀喷管设计方法

[发明专利]基于改进型FVM-LBFS方法的流场计算方法-CN202111078887.2在审
发明人：李佳伟;尹超;李宪开;何墨凡;盛发家;何川;蔡伊雯 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2021-09-15 - 公布日： 2021-12-14 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了基于改进型FVM‑LBFS方法的流场计算方法，属飞行器气动计算领域。该方法将传统有限体积方法与LBM方法相结合，采用有限体积法对宏观N‑S控制方程进行空间离散，利用一维可压缩格子Boltzmann模型的局部解重构单元界面的无粘通量，计算过程简单高效。改进型FVM‑LBFS方法将采用新提出的压力和温度同时控制的改进型开关控制函数实现了对现有LBFS方法中无粘通量数值粘性的精确控制，并引入网格单元长细比修正系数拓展非均匀网格适用范围。通过一系列的数值模拟算例验证与分析，改进型FVM‑LBFS方法在高超声速流动数值模拟中可以同时稳定捕捉复杂强激波流动和准确预测气动热参数。
基于改进型 fvm lbfs 方法计算方法

[发明专利]气动式/机械式组合调节的马赫数0-7级组合发动机进气道-CN201710664780.3有效
发明人：谭慧俊;盛发家;孙姝;陈昊;黄河峡;张悦 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-08-07 - 公布日： 2018-08-31 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种气动式/机械式组合调节的马赫数0‑7级组合发动机进气道。主要是由高速通道、低速通道、机械式变几何组件、气动式激波调节组件组成。在低速模态下，采用机械式变几何组件对进气道喉道面积和内收缩比进行调节，保证了进气道的低马赫数起动性能和高马赫数压缩性能；在高速模态下，利用气动式激波调节组件调节前体激波的位置，使其保持封口状态，在宽马赫数范围内显著提高了进气道的流量系数和工作性能。本发明提供的气动式/机械式组合调节方案能够分别对进气道的压缩量和前体激波位置连续调节，保证了此型组合发动机进气道可以在宽泛的马赫数范围内有效工作，并获得较好的气动性能。
进气道气动式马赫数组合发动机激波调节组件几何组件模态前体封口进气道喉道低马赫数低速通道高马赫数高速通道工作性能激波位置连续调节流量系数起动性能气动性能压缩性能面积和内收缩压缩量保证

[发明专利]一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道及其控制方法和设计方法-CN201710906033.6有效
发明人：谭慧俊;刘亚洲;盛发家;王子运;黄河峡;张悦 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-09-29 - 公布日： 2018-08-31 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种捕获面积与喉道面积同步调节的超声速进气道，通过设置可动喉道段调节喉道面积，同时在唇罩前端设置转动罩体，能够调节捕获面积，从而实现进气道捕获面积与喉道面积可同步调节的效果。同时本发明还提供了上述进气道的控制方法以及设计方法。本发明极大地简化了进气道的作动系统、控制系统，显著降低附件系统的重量，并可实现宽包线范围内进气道的性能保持较优状态。
进气道喉道捕获同步调节超声速进气道附件系统控制系统前端设置性能保持转动罩体作动系统喉道段包线唇罩可动

[发明专利]基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法-CN201710461647.8有效
发明人：张悦;谭慧俊;李博;王子运;刘亚洲;盛发家 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-06-16 - 公布日： 2018-07-31 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开一种基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法，共分为轴对称可调进气道不同飞行马赫数下喉道变形量确定、具有编织物加强层的柔性中心体的设计。根据进气道实际飞行马赫数范围和流量需求，快速确定在不同工作马赫数下进气道喉道控制需求并确定进气道中心体在不同工作马赫数下对应的喉道变形量；设计具有单向缠绕布置的尼龙线加强层的柔性中心体，保证在最大充气压力下柔性层可变形到要求的直径，并获得不同充气压力对应的柔性中心体直径变形情况，实现通过充气压力准确调节进气道喉道的可调的轴对称超声速进气道。该发明实现了对轴对称进气道喉道的有效调节，在不损失流量捕获特性的基础上，显著提升进气道性能。
柔性中心轴对称超声速进气道进气道飞行马赫数进气道喉道充气压力变形量加强层马赫数喉道可调轴对称进气道最大充气压力进气道中心可调进气道单向缠绕快速确定流量需求损失流量有效调节编织物可变形可调的尼龙线柔性层下喉捕获变形保证

[发明专利]与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道及设计方法-CN201710413278.5有效
发明人：谭慧俊;庄逸;任志文;盛发家;刘亚洲;黄河峡 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-06-05 - 公布日： 2018-07-27 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速/高超声速进气道及设计方法。所述下颔式超/高超声速进气道包括局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面、旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面、飞行器机身型面。通过将飞行器前体头部进行非对称设计，并结合非规则的捕获面设计，可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率，并减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计，其可避免强激波损失和局部重新加速区。为此，本发明对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。
一体化下颔高超声速进气道设计方法

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