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[发明专利]一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法-CN202311023165.6有效
发明人：段佳昕;刘愿;高亮杰;钱战森 -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： 2023-08-15 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提出一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法，属于高超声速飞行器的气动外形设计技术领域。包括：S1.给定设计参数，设计参数包括马赫数变化范围、激波角变化范围，每个吻切面内设计马赫数和激波角沿展向方向的规律；S2.给定基本型线和吻切面内的曲激波型线；S3.求解吻切平面内曲锥基准流场，获得吻切平面内乘波体下表面流线；S4.获得变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体，基于上表面基本型线和曲激波型线、吻切平面内乘波体下表面流线和乘波体底面共同组成变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体。本发明拓展了乘波设计的变量空间，解决乘波体展向设计空间和应用范围低，气动性能不理想的问题。
一种马赫数激波角轴导吻切流场乘波体设计方法

[发明专利]一种风洞试验地面高速弹射模拟系统及模拟方法-CN202310777404.0有效
发明人： 高亮杰;钱战森;王璐;王志强;王峰 -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： 2023-06-29 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：一种风洞试验地面高速弹射模拟系统及模拟方法，属于高速风洞试验领域，本发明为了解决风洞试验模拟地面高速弹射干扰现象失真的问题。包括试验段自由射流舱和高速地板模拟装置；试验模型位于高速地板模拟装置的上方，且试验模型和高速地板模拟装置均处于风洞喷管和收集器之间的气流流场区内，高速地板模拟装置包括固定地板，固定地板内设有抽吸流道，抽吸流道由主流道、若干斜槽流道和若干V形流道构成，若干斜槽流道自固定地板的上游端部向下游排列设置，若干V形流道自固定地板的下游端部向上游排列设置，若干斜槽流道和若干V形流道抵近于固定地板的中部，本发明的高速地板模拟装置可准确模拟壁面的边界层发展位置以及发展过程。
一种风洞试验地面高速弹射模拟系统方法

[发明专利]一种非均匀压缩系统及其设计方法-CN202011402431.2有效
发明人：王璐;钱战森;高亮杰;辛亚楠;高明;李雪飞 -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： 2020-12-04 - 公布日： 2023-08-04 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种非均匀压缩系统及其设计方法，该方法采用定几何型面压缩结合化学反应释热气动压缩的设计方法，减小发动机对进气道几何型面压缩量的需求，拓展定几何进气道在宽速域下的气动性能。
一种均匀压缩系统及其设计方法

[发明专利]一种基于神经网络模型的三维超声速边界层转捩预测方法-CN202310322601.3在审
发明人：于晟浩;钱战森;高亮杰 -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： 2023-03-30 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种基于神经网络模型的三维超声速边界层转捩预测方法，属于转捩预测技术领域。包括以下步骤：S1.获取平板、钝板、圆锥流场数据，作为神经网络模型的数据样本；S2.提取不同工况平板、钝板、圆锥流场特征参数；S3.构建神经网络模型，建立流场特征参数与扰动增长的关系；S4.计算超声速飞行器流场，并提取与S2相同流场特征参数；S5.将飞行器流场特征参数输入至神经网络模型中，输出超声速飞行器扰动增长率，再由增长率积分得到扰动放大倍数，当扰动放大倍数达到e7时预测发生转捩；解决现有技术中存在的转捩预测效率低的技术问题。
一种基于神经网络模型三维超声速边界层转捩预测方法

[发明专利]一种管风洞喷管与试验段一体化结构及运行方法-CN202310539851.2有效
发明人： 高亮杰;钱战森;王璐;刘帅;刘万励 -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： 2023-05-15 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种管风洞喷管与试验段一体化结构及运行方法，属于管风洞技术领域，本发明为了解决管风洞喷管结构复杂，对配套系统要求高的问题。包括一体化试验段、短化喷管、开孔板和下游膜片；一体化试验段的中部设有收缩的阶梯形中段内壁，短化喷管同轴设置在一体化试验段内，短化喷管的入口位于中段内壁左端的下游，短化喷管的出口位于中段内壁右端的上游；短化喷管和中段内壁之间设有开孔板，一体化试验段的出口与真空管体连接，一体化试验段和真空管体之间设有下游膜片，本发明将管风洞的喷管与试验段融为一体，所提出的结构形式，没有复杂的作动控制机构，在工程实际应用中具有可操作性。
一种风洞喷管试验一体化结构运行方法

[发明专利]一种管风洞高温管外加热系统-CN202310512165.6有效
发明人： 高亮杰;钱战森;刘畅;王璐;刘中臣 -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： 2023-05-09 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种管风洞高温管外加热系统，属于高马赫数风洞设计领域，本发明为了解决管风洞高温管外加热过程时间长、功率高以及驱动管体整体重量增加的问题。包括内筒体和外筒体；外筒体和内筒体同轴套接形成封闭空间，电加热元件、辐射层、隔热层和外孔板由内到外依次套接在内筒体上，隔热层为透气材料层，内筒体、辐射层和外孔板上均设有若干排气孔，外孔板与外筒体之间设有空气腔，所述空气腔内设置有传感器组，传感器组包括温度传感器和压力传感器；本发明采用了物理参数解耦的设计方法，即将常用的管体同时承受高温高压的设计思路，转换成内筒体承受高温、外筒体承受高压的方案，结构重量少、加热时间短，建设成本低。
一种风洞高温外加系统

[发明专利]一种沿飞行包线的气动/结构耦合热环境快速预测方法-CN202310157055.2在审
发明人：许鹏博;刘愿;李雪飞;高亮杰 -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： 2023-02-23 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种沿飞行包线的气动/结构耦合热环境快速预测方法，属于耦合热环境预测技术领域。包括：S1.将飞行器的飞行包线离散化，获得飞行包线状态点数据集；S2.获得飞行器结构表面蒙皮热流分布数据；S3.获得状态点飞行器结构温度分布数据；S4.将状态点飞行器结构温度分布数据反馈到气动热环境预测中，作为气动热计算的壁面温度边界条件；S5.沿飞行包线推进计算；S6.重复S2~S5步骤，直到所有飞行包线状态点推进计算完成，得到全机气动/结构耦合热环境数据库。解决现有技术中存在的对全飞行包线进行高精度耦合数值模拟时，计算代价和效率低的技术问题。
一种飞行气动结构耦合环境快速预测方法

[发明专利]利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法-CN202310359476.3有效
发明人：袁吉森;钱战森;高亮杰 -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： 2023-04-06 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法，属于风洞试验技术领域。其包括：布置光学相机和照明装置，对准模型待测区域；用滴管量取液体溶剂至试管中，用电子天平称取固态升华物质至称量纸上，固态升华物质倒入试管，升华物质完全溶解，形成透明溶液；将透明溶液均匀喷涂在模型的测量区域，形成升华涂层；固定模型后，风洞开始吹风，待转捩位置稳定，升华涂层不再变化后，停止吹风；用刻度尺测量转捩位置，并拍照记录。目的是为了提出利用升华法实现大型超声速风洞流动转捩位置观测的方法，升华涂层能够在大型超声速流场中显示出转捩位置，并且不影响流动转捩机制，本发明的升华涂层均匀性更好，转捩分界线清晰，准确性更高。
利用升华实现大型超声速风洞流动转捩位置观测方法

[发明专利]一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法-CN202310277643.X有效
发明人：刘万励;钱战森;高亮杰;刘中臣;冷岩 -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： 2023-03-21 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法，属于高速风洞试验技术领域。本发明靶室内设置有前置激光二极管、后置激光二极管、测试板，前置激光二极管、后置激光二极管平行安装于靶室的侧壁上，靶室表面设置有光学窗口，光学窗口外布置有PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机，PSP高速摄像机上安装有图像增强器，图像增强器和纹影高速摄像机的镜头前设置有光学滤波片；测试板上具有PSP涂层，测试板上安装有高频压力传感器；前置激光二极管、后置激光二极管、测试板、PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机分别和数据采集系统连接；试验模型通过弹道靶设备的炮口发射进入靶室进行声爆测量。本发明实现声爆精确测量。
一种基于弹道设备测量系统测量方法

[发明专利]一种高超声速风洞大流量高温加热系统-CN202310173140.8有效
发明人：辛亚楠;钱战森;高亮杰;李强;刘帅;袁野;白旭;赵钧 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所;无锡恒业电热电器有限公司
申请日： 2023-02-28 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B01L7/00 文献下载
摘要：一种高超声速风洞大流量高温加热系统，属于风洞试验设备技术领域。本发明为了实现高超声速风洞对试验过程对气体进行加热，以满足不同马赫数增温需求。本发明包括进口段、第一加热段、第二加热段和出口段，进口段、第一加热段、第二加热段和出口段依次采用法兰方式连接安装，所述第一加热段和第二加热段为圆柱形容器壳体，第一加热段和第二加热段的内壁安装有保温层，保温层通过内衬板压紧，具体是保温层通过内衬板压紧安装在第一加热段和第二加热段的内壁上，第一加热段和第二加热段内分别布置有多个蓄热体，蓄热体为蜂窝结构，蓄热体内均匀分布安装有多个电加热管。本发明能够满足风洞长时间高温洁净气流的运行使用需求。
一种高超声速风洞流量高温加热系统

[发明专利]一种管风洞温度隔离装置及方法-CN202310198268.X有效
发明人： 高亮杰;钱战森;刘帅;王璐;刘中臣 -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： 2023-03-03 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及高马赫数风洞领域，公开了一种管风洞温度隔离装置及方法，所述隔离装置包括前连接段、浮动座、隔离芯、固定座、后连接段，所述前连接段与冷态驱动管连接，所述后连接段与热态驱动管连接，所述浮动座的一端与前连接段通过弹性件连接，所述固定座与后连接段连接，所述浮动座与固定座之间设置隔离芯，所述隔离芯的内部中空，所述隔离芯顶部与执行器连接，所述浮动座与固定座为环形支座结构，所述隔离芯、浮动座、固定座、前连接段、后连接段同轴设置。本发明解决了现有技术中高温管风洞存在尽可能再现飞行环境的总温的过程中采用的部分加热形式时间长，隔热效果差的问题。
一种风洞温度隔离装置方法

[发明专利]一种等熵压缩及化学反应叠加生成高温气体的装置及方法-CN202310310820.X在审
发明人：钱战森;李甜甜;高亮杰;辛亚楠;刘愿;刘万励 -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： 2023-03-28 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： B01J7/00 文献下载
摘要：本发明涉及高马赫数地面试验设备领域，公开了一种等熵压缩及化学反应叠加生成高温气体的装置及方法，所述装置包括掺混管道，所述掺混管道上设置NO入口、N2入口，所述NO入口与NO气源连接，所述N2入口与N2气源连接，所述掺混管道与气体加热器连接，所述气体加热器的气体出口与等熵压缩系统连接。本发明解决了现有装置及方法难以复现高马赫数条件下的空气组分，能耗大的问题。
一种压缩化学反应叠加生成高温气体装置方法

[发明专利]高超声速风洞的温度场预测方法、电子设备及存储介质-CN202211614566.4在审
发明人：李强;钱战森;鲍树语;高亮杰;辛亚楠 -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： 2022-12-13 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：高超声速风洞的温度场预测方法、电子设备及存储介质，属于风洞测量与控制技术领域。为解决高超声速风洞温度场控制效果不佳的问题。本发明采集高超声速风洞的工况数据，将原始数据样本集合中的输入样本进行相空间重构，得到用于模型训练的输入样本、输出样本，组成样本训练数据集、样本测试数据集，分别使用贝叶斯回归方法、支持向量回归方法、BP神经网络方法建立高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型，将样本训练数据集对建立的三种高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型进行训练，将样本测试数据集对建立的三种高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型进行模型测试，得到最优的高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型。本发明预测精确。
高超声速风洞温度场预测方法电子设备存储介质

[发明专利]一种叠加驱动管风洞紧凑式快开系统及方法-CN202211461198.4有效
发明人： 高亮杰;钱战森;王璐;刘帅;刘中臣 -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： 2022-11-16 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种叠加驱动管风洞紧凑式快开系统及方法，属于高马赫数试验技术领域。本发明为了解决叠加驱动管风洞快开系统设计中同时面临的高温长时间热密封和小迟滞快速开启的问题。本发明包括高压驱动管、活塞、管外预加热段和喷管，高压驱动管、管外预加热段和喷管同轴心布置并依次连通，所述高压驱动管内安装有活塞，所述管外预加热段内由左至右依次安装有多孔段、隔离板组件和第一膜片，第一膜片固定安装在管外预加热段内，第一膜片与隔离板组件之间形成储气腔。本发明结构设计巧妙、紧凑，能够实现串列喷管的起动和风洞的运行。
一种叠加驱动风洞紧凑式快开系统方法

[发明专利]一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法-CN202211587307.7有效
发明人： 高亮杰;钱战森;王璐;汤宏宇;辛亚楠 -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： 2022-12-12 - 公布日： 2023-03-10 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，属于飞机发动机进气道结构技术领域。本发明提出一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，以抑制现有设计技术中容易出现的因反压变化造成进气道唇口激波脱体，导致飞行阻力极具上升现象的问题。本发明包括进气道外压缩段和进气道下游扩压段，所述进气道外压缩段与所述进气道下游扩压段的连接处具有泄流腔，所述进气道外压缩段、进气道下游扩压段和泄流腔构成进气道，进气道内通道的入口前缘部分为进气道唇口，所述泄流腔的泄流入口两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板。本发明通过构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体。
一种稳定超声速进气道唇口激波控制系统方法

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