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[发明专利]基于案例知识图谱的进气管道辅助设计方法和系统-CN202310897926.4在审
发明人：许建秋;邵磊;刘宏冉;谭慧俊;钱效愚 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-07-21 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明属于进气管道结构辅助设计技术领域，具体公开了一种基于案例知识图谱的进气管道辅助设计方法和系统。其中，本发明方法使用Neo4j构建知识库，通过对进气道数据的分析与建模构建知识图谱，并融合图数据库的使用，能够使得进气道数据的管理更加完善、利用更加便捷。此外，本发明方法使用了基于设计案例的相似度匹配和神经网络增量补偿模型，根据知识库中原有的仿真实验数据能对当前设计性能进行大致的预测，为专家提供辅助决策支持，克服了传统设计方式数据利用率低，专家依赖性高的问题；另外，本发明还提供了快捷的知识存储功能，因而很好的实现了对知识库的边用边扩充的目的。
基于案例知识图谱管道辅助设计方法系统

[发明专利]一种超紧凑型进气道型面辅助设计方法和系统-CN202310600143.5在审
发明人：关东海;刘宏冉;谭慧俊;邵磊;许建秋 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-05-25 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明属于进气道结构设计技术领域，公开了一种超紧凑型进气道型面辅助设计方法和系统。本发明不仅能通过导入包含进气道各项参数值的自定义模型文件或者编辑输入进气道各项参数值，实现进气道整体结构离散信息的生成和各项关键几何特征曲线图以及部分几何特征参数值的显示，同时能快速实现具有辅助观察功能的进气道三维模型的简易动态显示和点云坐标文件的生成，在此基础上针对点云坐标的空间结构特征，实现特定的且无需点云去噪的三角网格化方法并生成包含三角网格信息的三维文件，进一步实现具有辅助观察功能的进气道型面模型的高质量动态显示，从而实现了超紧凑型进气道型面结构设计。
一种紧凑型进气道型面辅助设计方法系统

[发明专利]一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器装置-CN202310668692.6在审
发明人：黄河峡;秦源;李方波;林正康;唐学斌;谭慧俊;丁文博 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-06-07 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： H05H1/26 文献下载
摘要：本发明提出了一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器装置，装置主体包括盖板、底座与电极支座。盖板覆盖于底座之上，电机支座由下方插入底座中并密封，电极在腔体中放电，产生的射流通过V形射流通道喷出来消除分离，进而提高进气道的性能。本发明通过特殊设计的V形射流通道有序组织等离子体合成射流的压力释放，并引导气流卷起旋涡，扩展射流的影响范围，增强射流的控制效果，同时该激励器装置气动原理简单、结构易于安装、维护和替换，为等离子体合成射流在进气道流动控制的研究提供一种切实可能的实验装置。
一种射流通道等离子体合成激励装置

[发明专利]一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器设计方法-CN202310668701.1在审
发明人： 谭慧俊;秦源;唐学斌;黄河峡;李方波;林正康 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-06-07 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： H05H1/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种V形射流通道的等离子体合成射流激励器设计方法。本发明通过设计包含有前掠角度的、向下游倾斜的射流通道及对应的放电腔体和电极支座，可以有序组织等离子合成射流的压力释放、引导气流卷起旋涡。本设计方法设计出的等离子体合成射流激励器所产生的射流影响范围大、控制效果强，同时激励器的体积小、结构简单，便于安装、维护和替换，为等离子体合成射流在进气道流动控制的研究提供了一种切实可能的激励器设计方法。
一种射流通道等离子体合成激励设计方法

[发明专利]一种飞机进气道曲面过渡生成方法和装置-CN202211061804.3有效
发明人：魏明强;李新;何雪滟;吴梦;许建秋;谭慧俊 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-08-31 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G05B19/4097 文献下载
摘要：本发明提供一种飞机进气道曲面过渡生成方法和装置，其中方法包括自定义B样条形式的进气道关键截线和进气道关键截线的控制点和节点；关键截线包括进口截线、中间截线和出口截线；对进气道关键截线进行C2光滑约束，得到进气道关键截线的控制点位置；根据进气道关键截线的控制点位置构建进气道曲面拉普拉斯方程；根据进气道曲面拉普拉斯方程计算关键界限控制点位置；根据关键界限控制点位置对进气道曲面进行拟合过渡。本发明只需要提供关键界限控制点信息，即可得到过渡曲面；避免转换为UG软件规定的阵列点格式，直接将关键界限控制点信息导入UG软件，根据离散的控制点生成三维曲面；对管道的走向、每个截面的面积和管道宽度进行精确控制。
一种飞机进气道曲面过渡生成方法装置

[发明专利]基于可调频的振荡型Ramp式涡流发生器的进气道设计方法-CN202211121374.X有效
发明人：张悦;王梦格;薛洪超;何小明;谭慧俊;汪昆;陈亮;郑飞飞 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-09-15 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于可调幅频的振荡型Ramp式涡流发生器的进气道设计方法，共分为进气道唇罩激波边界层干扰特性分析、可调频的振荡型Ramp式涡流发生器设计与安装位置确定两部分。根据进气道唇罩激波边界层干扰的影响机理以及经验公式，由唇罩激波入射前后静压的大小，判断在不同来流马赫数下是否导致边界层分离；依据可调频的振荡型Ramp式涡流发生器对激波边界层干扰的控制机理，给出了该涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则。从而，获得了一个便捷有效的进气道控制措施设计方法。
基于调频振荡 ramp 涡流发生器进气道设计方法

[发明专利]一种径向进气发动机的进气系统-CN202310804337.7在审
发明人：周毅;李东坡;张勇;柯玉祥;郑勇峰;谭慧俊 -专利权人：中航(成都)无人机系统股份有限公司
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： F02M35/10 文献下载
摘要：本发明涉及进气道设计领域，公开了一种径向进气发动机的进气系统，包括进气道、进气蜗壳和发动机进气机匣，进气道沿气流流动方向依次设有进气道唇口、过渡段、扩张段和90°弯管，90°弯管的出口与进气蜗壳的进口连接，过渡段先收缩后扩张，以减小进气道的进气损失。进气道的90°弯管可配合发动机进气机匣将气流由径向进气转变为轴向进气，进气蜗壳将气流重新分配为全周向进气，改善了径向进气发动机的进气品质，保证了发动机的气动性能和高效稳定运行。
一种径向发动机系统

[发明专利]基于结构光编码和双视角光场成像的流场测量方法及系统-CN202310371816.4在审
发明人：王德鹏;王克宽;谭慧俊;张迪鸣;朱之京;邢丰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-04-10 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于结构光编码和双视角光场成像的流场测量方法及系统，所述方法包括标定成像系统的分辨率和点扩散函数，生成正交型结构光条纹；搭建激发光路，产生三个不同颜色且相位相差120°的正交型结构光；在相机单次曝光时间内采集三个相位的结构光条纹；搭建光场双视角成像的实验光路，对三个不同相位的结构光照明下成像结果进行光场重建；对双视角下的光场图像进行结构光超分辨重建，得到粒子在Y和Z方向的超分辨率图像；将超分辨率图像双视角像进行叠加，得到超分辨粒子三维分布图像；对超分辨粒子三维分布图像进行互相关计算，并对流场的三维速度矢量场进行后处理。
基于结构编码视角成像测量方法系统

[发明专利]双可调鼓包的涡桨飞机进气道/旁通道参数化设计方法-CN202310432049.3在审
发明人：吴祯龙;郑高杰;周浩宇;谭慧俊;张悦;汪昆 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-04-21 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出了一种双可调鼓包的涡桨飞机进气道/旁通道参数化设计方法。本方法通过改变主通道跟旁通道中心线方程的控制参数，对型面各个截面高度按照中心线方程进行重新排布，进而实现进气道/旁通道双鼓包的参数化控制。此发明对实现进气道/旁通道排异效率与气动性能的参数化优化提供了设计方法与物理型面支撑。
可调鼓包飞机进气道通道参数设计方法

[发明专利]一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统-CN202310565034.4在审
发明人： 谭慧俊;高鼎;刘铎;金铂林;黄河峡;谢景斌 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，包括狭缝式进气道、燃烧室和尾喷管；狭缝式进气道包括外压缩段和内压缩段，外压缩段包括一段自前向后延伸的斜面，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离；内压缩段包括唇罩和内压缩通道，燃烧室用以通过燃料燃烧产生燃气，尾喷管将燃气可用功转化为动能。本发明可以更低的排气速度来使推进系统获得相同的推力，降低排气带走的逃逸能量，降低激波损失，并使进气道的迎风面积和气动阻力减小，提升发动机的推进效率。
一种高超声速飞行器边界层吸入推进系统

[发明专利]基于静子和转子结构的进气道试验出口脉动反压产生装置-CN202310632603.2在审
发明人：何小明;于航;谭慧俊;张悦;张豪;李鑫;李方波 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于静子和转子结构的进气道试验出口脉动反压产生装置，包括进气道出口段、带有导流锥和叶片的静子、带有叶片的转子、驱动机构。其中转子叶片在驱动机构的驱动下旋转，转子与静子的相对位置的周期性改变可实现周期性节流，从而产生周期性的脉动反压。与现有技术中采用的节流叶片方法相比，在实现更宽频率范围的同时，脉动反压产生装置直接安装在进气道出口下游，与进气道一体化程度更高，脉动反压产生装置的体积明显减小，减小了在风洞中的堵塞度，更有利于在风洞中开展进气道相关试验；叶片受力更加均匀，在旋转过程中脉动反压产生装置更为平稳；脉动反压产生结构更为简单，静子和转子结构更换更为方便；降低了试验成本。
基于转子结构进气道试验出口脉动压产装置

[发明专利]一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法-CN202210364620.8有效
发明人：张悦;陈亮;郭赟杰;谭慧俊;王子运;薛洪超 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-04-08 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法。该转接段上设有泄压口，经过泄压口一定程度的泄流，可以有效避免通过进气道盖板周围缝隙进入发动机内的气流在通道内产生拥堵，造成危害飞行器的强烈非定常现象；同时提供了该转接段的设计方法，通过考虑了气流经过进气道堵板缝隙进入通道内产生的掺混损失、管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失、下游高压产生的激波损失的计算公式快速估算泄压孔面积。基于本方案设计的转接段可以有效避免飞行器加速段推进系统流道内压力脉动，保证飞行安全。本方法设计灵活、易实现。
一种进气道转接设计方法

[发明专利]一种基于多色光深度编码和光场相机的三维流场测试方法及系统-CN202310316199.8在审
发明人：王德鹏;邢丰;谭慧俊;王克宽;朱之京;张悦 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G01P5/26 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于多色光深度编码和光场相机的三维流场测试方法及系统。包括：将LED白光源准直并通过柱透镜聚焦在一对平行的闪耀光栅上，得到一束深度方向被颜色编码的体积多色光，用于激发示踪粒子；利用光场相机对待测流场进行成像，获取待测流场的时序粒子光场图像；对光场信息和颜色\深度信息分别进行解码，得到流场的三维粒子场；对时序三维粒子场进行相关计算，获得三维流场速度场。该系统利用多色光对轴向深度进行颜色编码，实现了比单光场相机更优越的轴向分辨率，显著提高了速度矢量的精度。相比于其他PIV系统，仅需要一台相机便可以完成三维流场的高精度测量，极大地降低了三维PIV系统的成本，结构简单可靠，适用范围广泛。
一种基于多色深度编码相机三维测试方法系统

[发明专利]一种基于矩阵变换的隐身蛇形进气道设计方法-CN202210241584.6有效
发明人： 谭慧俊;王子运;张悦;陈亮;薛洪超;庞明池 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-03-11 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于矩阵变换的隐身蛇形进气道设计方法。该技术方案中在设计中心线时，采用前后两段五次多项式拼接，使整条中心线是二阶连续的；在管道横截面的形状设计方面，将每个横截面的轮廓线离散为若干个点，并将每个点按照顺时针方向依次列出坐标，则每个横截面的轮廓线便可以用矩阵来表示。基于上述方法，横截面轮廓线的在几何上的形状变化就转化为了矩阵之间的代数运算。通过设计进口截面、中间截面、出口截面之间的矩阵变换规律，便可以设计横截面轮廓线的形状变化规律。这种设计方法可以实现任意形状截面之间的光滑过渡，并且设计过程中生成的每条截面曲线的起点和终点都落在对称面上，从而能够得到更加准确的进气道型面。
一种基于矩阵变换隐身蛇形进气道设计方法

[发明专利]一种二元可调进气道的设计方法-CN202110370886.9有效
发明人： 谭慧俊;汪昆;黄河峡;刘雨;陈诚;李子杰;林正康;郑高杰 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-04-07 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种二元可调进气道的设计方法。对于变几何进气道设计，在传统的二元超声速进气道设计基础上提出一种以喉道马赫数为控制变量的变几何进气道的设计准则，该准则有利于控制进气道在非设计点处的性能和起动，为二元可调进气道的前期设计提供多工况下的基础型面；对于进气道与飞行器前体一体化设计，提出偏转进气道的方法，在不降低进气道性能的基础上减小飞行器的迎风面积；使用的0维性能分析模型能够准确预估变几何进气道在不同工况下的性能。
一种二元调进设计方法

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