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[发明专利]基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置-CN201710617961.0有效
发明人：史志伟;朱佳晨;耿玺;董益章;周志鹏;孙琪杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-07-26 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： B64C15/02 文献下载
摘要：本发明公开一种基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置，包括涵道风扇、进气道、上表面前端出气口、上表面后端出气口、后方出气口、下表面前端出气口、下表面后端出气口、后方出气口以及气流导引片，所述涵道风扇和进气道通过螺丝固定在一起，气流导引片布置在飞翼布局飞行器航向控制装置内部的前端和后端。本发明能够通过不同的吹气激励形式，有效实现飞翼布局飞行器的航向控制。本发明的优点：可以代替传统飞翼布局飞行器航向控制部件‑‑开裂式阻力方向舵，实现航向控制的无舵化，且主动流动控制装置的响应速度更快，结构更简单，重量更轻，便于安装和维护。
基于主动流动控制技术布局飞行器航向装置

[发明专利]适用于无人飞行器的上升气流位置和速度的辨识方法-CN202010039860.1有效
发明人：史志伟;陈杰;耿玺;朱佳晨;周梦贝;兰子奇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-01-15 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： G06F17/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于无人飞行器的上升气流位置和速度的辨识方法，包括以下步骤：根据无人飞行器和地面的经纬度计算出笛卡尔坐标系下无人飞行器的位置，根据无人飞行器飞行的真空速、迎角和侧滑角计算出真空速在机体坐标系下的三维分量；根据无人飞行器的位置、迎角和真空速的分量构建一个先入先出的队列q1，对队列q1的第三和第四行进行负处理得到队列qs；根据qs计算出两个坐标点，通过两个坐标点得出上升气流的漂移速度；根据漂移速度得到漂移校正队列q2；根据漂移校正队列q2计算得到上升气流中心的位置，根据队列q1里最大的真空速分量得到上升气流的垂向速度。
适用于无人飞行器上升气流位置速度辨识方法

[发明专利]一种编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统及实验方法-CN202010059831.1有效
发明人：耿玺;童晟翔;史志伟;付军泉;陈杰;孙全兵 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-01-19 - 公布日： 2021-09-17 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提出一种编队飞行气动干扰和姿态控制实验系统及实验方法。实验系统包括自由度释放机构、盒式天平、飞行控制模块、飞机模型、地面站，飞机模型安装于自由度释放机构上，可实现多个自由度的锁定和释放；盒式天平与自由度释放机构固定连接，用于采集飞机模型所受的气动力，并通过串口数据线将数据传入地面站；飞行控制模块与地面站之间以及不同飞行控制模块之间通过wifi模块进行数据传输，地面站向飞行控制模块发送控制指令，飞行控制模块将采集到的飞机姿态数据传回地面站，用于飞行控制律的修改和优化。依靠本系统可完成编队飞行状态下的气动干扰测量、编队形式优化以及姿态控制律的设计优化，系统集成度高且实验精度、可靠性高。
一种编队飞行气动干扰姿态控制实验系统方法

[发明专利]一种确定最优冷却效果的空调安装方式的结构设计方法-CN202110415823.0在审
发明人：耿玺;张水兵;左玲玉;司海青 -专利权人：苏州黑盾环境股份有限公司
申请日： 2021-04-19 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： G06F30/13 文献下载
摘要：本发明涉及空调制冷技术领域，且公开了一种确定最优冷却效果的空调安装方式的结构设计方法，包括以下步骤：S1：针对间接蒸发冷却空调的不同安装方式进行结构设计，结构设计主要包括空调进出风口、机柜、服务器、机柜背部风扇、风管和吊顶；S2：建立对应的不同安装方式的机房的几何模型；S3：建立对应的不同安装方式的机房的数值模型，并且给定边界条件；S4：进行数值计算。本发明提前根据不同的气流组织对安装方式进行结构设计，然后仿真得出计算结果，根据结果分析不同安装方式的冷却效果，确定最优冷却效果的空调安装方式的结构设计，减少了成本。
一种确定最优冷却效果空调安装方式结构设计方法

[发明专利]一种间接蒸发冷却空调对数据中心冷却效果的计算方法-CN202110404748.8在审
发明人：耿玺;张水兵;左玲玉;司海青 -专利权人：苏州黑盾环境股份有限公司
申请日： 2021-04-15 - 公布日： 2021-07-13 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明涉及空调制冷技术领域，且公开了一种间接蒸发冷却空调对数据中心冷却效果的计算方法，包括以下步骤：S1：建立安装间接蒸发冷却空调的数据中心的物理模型；S2：建立数值模型，获得给定的边界条件；S3：进行仿真数值计算，将计算结果与实验结果对比，若在误差范围内，则计算结束并获得数据中心的温度和风速进而确定空凋对其的冷却效果，若在误差范围以外，则分析原因，对物理模型、数值模型进行调整继续计算。本发明能够给快捷的计算出数据中心内的温度和风速，确定间接蒸发冷却空调的冷却效果，先用仿真的方法进行数值模拟，确定最优的安装方式，降低成本。
一种间接蒸发冷却空调数据中心效果计算方法

[发明专利]一种大攻角下滚转力矩的控制方法及飞行控制系统-CN202010000819.3有效
发明人：史志伟;董益章;耿玺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-01-02 - 公布日： 2021-06-15 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提出了一种大攻角下滚转力矩的控制方法及飞行控制系统。所述控制方法将射流的占空比作为控制量来控制滚转力矩，在保证供给气压恒定的情况下，通过高频电磁阀来控制射流的占空比，这使得射流在出气的时间段速度保持恒定，而在闭气的时间段速度为零，从而实现了无舵效死区的控制效果。本发明将射流激励器与飞行控制系统连接起来，取代传统舵面，克服了传统舵面在大攻角流动分离情况下失效的缺陷，进一步拓宽了飞行器的飞行包线。
一种大攻角下滚转力矩控制方法飞行控制系统

[发明专利]基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法-CN202010050497.3有效
发明人：耿玺;孙全兵;史志伟;童晟翔;王力爽 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-01-17 - 公布日： 2021-05-25 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于主动流动控制的飞行器三轴姿态控制系统及方法，以飞翼布局飞行器为应用载体，协同使用射流推力矢量、环量控制和反向吹气多种主动流动控制，实现了飞行器俯仰、滚转、偏航方向上的三轴姿态控制，并且达到甚至超过了传统舵面所能产生的最大控制力矩。本发明具有结构布置简单、避免发动机关机等对主动流动控制带来的不利地影响，提高了系统的可靠性，本发明主动流动控制的响应速度快于舵面控制，可有效提高飞行器机动性能。
基于主动流动控制飞行器姿态控制系统方法

[发明专利]一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统-CN201711476834.X有效
发明人：董昊;刘是成;程克明;刘旭东;耿玺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-12-29 - 公布日： 2020-01-21 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及风洞试验装置，更具体地说，本发明涉及一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统，该系统是一个由导弹模型、磁片、天平杆、霍尔元件和信号处理系统组成的测量系统；导弹模型通过天平杆支撑在风洞中，导弹模型可以绕天平杆轴线自由转动；磁片固定在导弹模型的尾部，可以跟随导弹模型一起旋转，且转速相同；霍尔传感器固定在天平杆尾部，可以在磁片旋转时产生脉冲信号；信号处理系统通过数据线与霍尔传感器相连接，可以将霍尔传感器产生的脉冲信号换算成磁片的转速，进而求得所述导弹模型的转速。该装置因具有机构简单、精度较高、成本低的特点，特别是整体结构对流场干扰小，相应的误差很小，这对高速风洞导弹转速的正确测量是至关重要的。
一种高速风洞旋转导弹自由转速测量系统

[发明专利]一种高速风洞无人机投放试验机构-CN201810227903.1有效
发明人：董昊;刘是成;程克明;耿玺;刘松;夏天宇;张亚晓 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-03-20 - 公布日： 2020-01-10 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及风洞试验装置，更具体地说，本发明涉及一种高速风洞无人机投放试验机构，该机构是一个由上下导轨、立梁、游标滑块和攻角环组成的三自由度机构(简称立梁滑块机构)；所述的立梁可沿着上下导轨实现前后(X向)移动，游标滑块可顺着立梁实现上下(Y向)滑动，可转动的攻角环则负责投放物攻角设置。该装置因具有机构简单、准确模拟、精度较高、改变状态简单、成本低的特点，特别是其结构很轻灵，相应的堵塞干扰很小，这对正确提取投掷物的载荷是至关重要的。
立梁攻角高速风洞上下导轨投放试验游标滑块风洞试验装置三自由度机构改变状态滑块机构可转动投掷物滑动堵塞投放移动

[发明专利]一种内部可视等离子体合成射流激励器-CN201810352454.3有效
发明人：耿玺;刘是成;董昊;史志伟;刘松;夏天宇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-04-18 - 公布日： 2019-06-28 - 主分类号： H05H1/48 文献下载
摘要：本发明涉及一种内部可视等离子体合成射流激励器，该等离子体合成射流激励器包括激励器腔体、阴极放电电极、阳极放电电极、耐热硅胶。激励器腔体两端分别插入阴极放电电极和阳极放电电极，并用耐热硅胶固定、密封。工作时，可透过石英材料的前后壁板对激励器腔体内部进行纹影、PIV等测量方法进行拍摄。本发明实现了等离子体合成射流激励器腔体内部的可视化，并且本发明结构简单、成本低。
等离子体合成射流激励器激励器阳极放电电极耐热硅胶腔体内部阴极放电电极可视腔体两端石英材料壁板可视化可透过腔体纹影密封测量并用拍摄

[发明专利]一种基于PIV测速方式的测量襟翼缝道流动的装置-CN201711196443.2有效
发明人：董昊;夏天宇;耿玺;刘松;刘是成;张亚晓 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-11-25 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明属于风洞试验技术领域，具体而言，涉及一种基于PIV方法的测量襟翼缝道流动的装置及方法。其方法包括以下步骤：片光激光从激光器射出端射出，通过光路装置，使片光激光分成两束片光激光；粗调光路装置内的反光镜，使两束片光激光能分别从两个方向打在襟翼缝道内；细调反光镜并使两束片光激光能重合即光路搭建完毕。其装置包括分束立方体、反光镜、光学夹持构件，本装置还包括PIV单元。本装置其结构原理简单而实用，很好地解决了PIV对于类似襟翼缝道环境的流场拍摄的光路限制的问题，大大提高了PIV拍摄的效率。
一种基于 piv 方法测量襟翼流动装置

[发明专利]一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法-CN201711196440.9有效
发明人：董昊;刘是成;李铮;耿玺;刘松;夏天宇;张亚晓 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-11-25 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种油膜干涉后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置及测量方法，该测量包括CCD摄像机、单色钠灯光源、稳压器、反光板、油滴涂抹工具、黑色麦拉膜、计算机及试验用风洞。CCD摄像机、单色钠灯光源、反光板设在风洞试验区域外，单色钠灯对准反光板。单色钠灯光源通过稳压器与外接电源相连。CCD摄像机的信号输出端与计算机对应接口相连。麦拉膜紧密贴合在模型试验段。按照曲率大小，将模型试验段分块，调节单色钠灯光源和反光板的照射区域，使之覆盖试验段全部区域；利用油滴涂抹工具，将硅油按模型展向和弦向等比例均匀点涂在模型试验件表面的观察区域。本发明能有效的测出三维边界层表面摩擦阻力分布，并且能减少大曲率模型测量时的误差，也能根据摩擦阻力的分布推断出后掠翼三维边界层不同展向的转捩位置。
一种后掠翼三维边界层摩擦阻力测量装置测量方法

[发明专利]基于丙酮示踪剂的高超声速PLIF成像诊断系统-CN201711159442.0有效
发明人：董昊;夏天宇;耿玺;彭江波;刘松;刘是成;张亚晓 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-11-20 - 公布日： 2018-08-28 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于丙酮示踪剂的高超声速PLIF(Plane Laser Induced Fluorescence，平面激光诱导荧光)成像诊断系统，包括激光光源系统、片状光束整形系统、PLIF图像探测系统和丙酮示踪剂供给系统，将丙酮作为示踪粒子，在常规高超风洞的真空环境下进行粒子投放，得到其在高超声速流场中的荧光信号，应用PLIF测量技术，获得了高超声速流场的二维图像。
基于丙酮示踪剂高超声速 plif 成像诊断系统

[实用新型]基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置-CN201720913208.1有效
发明人：史志伟;朱佳晨;耿玺;董益章;周志鹏;孙琪杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-07-26 - 公布日： 2018-07-13 - 主分类号： B64C15/02 文献下载
摘要：本实用新型公开一种基于主动流动控制技术的飞翼布局飞行器航向控制装置，包括涵道风扇、进气道、上表面前端出气口、上表面后端出气口、后方出气口、下表面前端出气口、下表面后端出气口、后方出气口以及气流导引片，所述涵道风扇和进气道通过螺丝固定在一起，气流导引片布置在飞翼布局飞行器航向控制装置内部的前端和后端。本实用新型能够通过不同的吹气激励形式，有效实现飞翼布局飞行器的航向控制。本实用新型的优点：可以代替传统飞翼布局飞行器航向控制部件‑‑开裂式阻力方向舵，实现航向控制的无舵化，且主动流动控制装置的响应速度更快，结构更简单，重量更轻，便于安装和维护。
出气口飞翼布局飞行器航向控制装置主动流动控制本实用新型航向控制进气道涵道风扇气流导引上表面下表面便于安装螺丝固定有效实现方向舵开裂式吹气响应维护

[实用新型]介质阻挡放电等离子体涡流发生器-CN201320031519.7有效
发明人：史志伟;杜海;董昊;倪芳原;魏德宸;耿玺;程瑞斌 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2013-01-21 - 公布日： 2013-07-24 - 主分类号： F15D1/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种介质阻挡放电等离子体涡流发生器，所述涡流发生器由一个绝缘隔热腔体(4)构成，并且在通过在绝缘隔热腔体(4)的顶部和底部铺设不同的电极从而构成激励器，绝缘隔热腔体(4)底部的电极产生向上的射流，射流经过绝缘隔热腔体(4)顶部的射流出口(1)时，位于绝缘隔热腔体(4)顶部的电极二次加速；本实用新型所设计的介质阻挡放电等离子体涡流发生器能够在控制飞行器附面层流动的同时，不产生额外的阻力，不影响飞行器的性能，同时不需要额外的气源，不增加飞行器的重量。
介质阻挡放电等离子体涡流发生器

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