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[发明专利]基于高速纹影的超声速分离区测量装置及测量方法-CN201910669996.8在审
发明人：甘甜;吴云;金迪;宋慧敏;贾敏;梁华 -专利权人：中国人民解放军空军工程大学
申请日： 2019-07-16 - 公布日： 2020-02-21 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：公开一种超声速分离区产生装置，包括扩张段1、扩张段法兰2、超声速喷管3、实验舱4、压缩拐角流动测试模型5、真空舱6、真空泵组7。还公开一种基于高速纹影的超声速分离区测量装置，包括：氙光灯401，光栅402，第一凹球面反射镜403，第一光学玻璃404，第二光学玻璃405，第二凹球面反射镜406，平面镜407，刀口408，高速相机409，图像后处理装置4010；以及一种基于高速纹影的超声速分离区测量方法。本发明通过获得超声速流场结构脉动变化水平，实现分离区大小可视化定量测量和位置的判定。
基于高速超声速分离测量装置测量方法

[发明专利]一种高超声速风洞试验天平隔热装置-CN202210840365.X在审
发明人：叶瑞;姜维;刘训华;肖翔;张婷婷;王晓博;王星光 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2022-07-18 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：一种高超声速风洞试验天平隔热装置，解决了高超声速风洞试验用的天平隔热问题，属于高超声速风洞试验领域。装置包括连接件、隔热组件、隔热套、支杆；天平安装在支杆上；支杆表面喷涂有隔热涂层；隔热套包括锥段、与锥段连接的柱段，且锥段内为锥形腔体、柱段内为柱形腔体；隔热套套装在天平上，且使支杆完全暴露在隔热套外，隔热套的锥形腔体卡住天平头部的锥段，隔热套的柱形腔体表面与天平外表面之间存在缝隙；隔热套的锥段卡入模型后段的内腔，隔热套的柱段外表面与模型后段的内腔之间存在缝隙；隔热组件位于模型后段的端面，连接件穿过隔热组件后与天平头部连接
一种高超声速风洞试验天平隔热装置

[发明专利]超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置-CN201310189668.0有效
发明人：王明涛 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2013-05-21 - 公布日： 2013-09-11 - 主分类号： F02K1/38 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。
超声速高超声速飞行器发动机膨胀喷管旁路装置

[实用新型]超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置-CN201320281995.4有效
发明人：王明涛 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2013-05-21 - 公布日： 2014-02-19 - 主分类号： F02K1/28 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置，包括喷管的收缩段和扩张段，还包括引气旁路以及控制引气旁路打开和关闭的控制装置，引气旁路是连通喷管收缩段和扩张段的内流通道，利用喷管收缩段的进气口与喷管扩张段的出气口之间的自然压差建立内部流场；当飞行器在跨声速、过膨胀状态下工作时，旁路打开，将喷管收缩段的高压气体引至喷管扩张段，形成二次流引射效果，提高喷管的推力系数；飞行器在正常工作状态时，关闭引气旁路通道，不会影响喷管设计点性能。
超声速高超声速飞行器发动机膨胀喷管旁路装置

[发明专利]一种基于深度聚类的水下声速序列分类方法-CN202310037478.0在审
发明人：李建龙;赵益 -专利权人：浙江大学
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G06F18/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于深度聚类的水下声速序列分类方法。方法包括：首先将海域的各条原始声速曲线序列均进行深度信息分割，获得各个深度区的多条原始声速曲线序列；再利用最小二乘法和全局优化算法对各条原始声速曲线序列分别进行多段线性拟合，结合原曲线分段梯度离差和以及拟合阈值，分别筛选获得对应的声速线段序列；最后，各个深度区的声速线段序列分别输入到对应的深度聚类模型进行聚类，聚类获得各个深度区中所有声速线段序列的类别。相比于传统聚类算法，本发明深度聚类能够挖掘到数据的隐含特征，识别出更多的声速序列类型。
一种基于深度水下声速序列分类方法

[发明专利]短轴探管测量高速射流风洞亚跨声速射流流场均匀区方法-CN202210500219.2有效
发明人：尹疆;林学东;罗太元;祖孝勇;白本奇;李聪健;邓吉龙;曾利权;蒋明华;叶成;何川 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
申请日： 2022-05-10 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种短轴探管测量高速射流风洞亚跨声速射流流场均匀区方法。包括以下步骤：安装短轴向探测管；启动高速射流风洞；采集亚跨声速射流流场静压数据；计算各测量点位的马赫数；计算各测量点位的马赫数差量；确定射流边界点；确定高速射流风洞的试验段均匀区；计算高速射流风洞的试验段均匀区均方根偏差值该方法适用于高速射流风洞亚跨声速射流流场均匀区边界和均匀性测量，使用短轴向探测管整体移动，测定亚跨声速射流均匀区边界，最大程度地减小了对亚跨声速射流流场的扰动影响，简单、明确，理论依据充分，能够快速准确地获取亚跨声速射流均匀区边界，测定高速射流风洞亚跨声速试验可用流场范围。
短轴探管测量高速射流风洞声速均匀方法

[发明专利]多级超声速旋流分离器-CN201210094602.9无效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-04-01 - 公布日： 2012-08-22 - 主分类号： B04C3/02 文献下载
摘要：一种多级超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，分离出口分别与一分离管连接。由于超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，超声速冷凝管前半段的分离出口用来把沸点较高的流体分离出去，超声速冷凝管后半段的分离出口用来把沸点较低的流体分离出去，减少了高速气流的能量损失，提高了气液的分离效率和分离纯度
多级超声速旋流分离器

[实用新型]多级超声速旋流分离器-CN201220135370.2有效
发明人：邢小月;方思睿;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-04-01 - 公布日： 2012-11-21 - 主分类号： B04C3/02 文献下载
摘要：一种多级超声速旋流分离器，包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，分离出口分别与一分离管连接。由于超声速冷凝管上从左至右依次开设有至少两个分离出口，超声速冷凝管前半段的分离出口用来把沸点较高的流体分离出去，超声速冷凝管后半段的分离出口用来把沸点较低的流体分离出去，减少了高速气流的能量损失，提高了气液的分离效率和分离纯度
多级超声速旋流分离器

[发明专利]一种中心型高超声速风洞扩压器-CN202010772450.8在审
发明人：毕林;袁先旭;陈浩;李震乾;唐志共 -专利权人：空气动力学国家重点实验室
申请日： 2020-08-04 - 公布日： 2020-12-18 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种中心型高超声速风洞扩压器，所述扩压器包括收缩段、等直段和扩张段，所述收缩段与等直段相接，所述等直段与扩张段相接，所述等直段在靠近于所述收缩段侧的腔体内设有中心锥，所述中心锥的锥尖朝向所述收缩段设置通过本扩压器的结构设计显著提升了扩压器的增压减速效果，解决了高超声速风洞宽范围运行对扩压器扩压能力的要求。
一种中心高超声速风洞扩压器

[发明专利]基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法-CN201811375459.4在审
发明人：包恒;聂万胜;王辉;侯志勇;苏凌宇;刘凯希 -专利权人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
申请日： 2018-11-19 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： F25B19/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，将采用常规饱和液氮过冷液氧所使用的换热器作为一级换热器，能将过冷流量大于4500L/min的液氧从92K过冷至80K；在一级换热器的下游设置二级换热器，能将过冷至80K且过冷流量大于4500L/min的液氧过冷至67K以下；二级换热器内加注有处于饱和状态的液氮，其内液氮温度不超过64K，其出气口与超声速引射器的被引射气流入口相连接；超声速引射器的引射气流入口接燃气发生器的出气口；超声速引射器沿气流方向依次包括同轴设置的混合段、超扩段和亚扩段；混合段为截面收缩的锥形等压混合室。另外，能使超声速引射器的抽气量与负载相匹配，更安全、可靠。
过冷超声速引射器液氧大流量二级换热器一级换热器气流入口出气口混合段加注液氮引射燃气发生器饱和液氮饱和状态截面收缩快速冷却同轴设置等压抽气量过冷液换热器混合室匹配发射安全

[发明专利]三声速风洞用自动充气密封系统-CN201410554439.9有效
发明人：陈良泽;张淑菊;石运军;许瑞锋 -专利权人：北京航天益森风洞工程技术有限公司
申请日： 2014-10-17 - 公布日： 2015-04-08 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种三声速风洞用自动充气密封系统，其包括：进气管路、第一充气分路、第二充气分路、集气管、放气管路和控制装置，其中，所述三声速风洞包括：过渡段、试验段、超扩段、超扩段调节片和伸缩段。
声速风洞自动充气密封系统

[发明专利]一种支板升降可调型下颌式超声速进气道-CN202111123026.1有效
发明人：刘华;莫建伟;杨宝娥;梁俊龙;刘轶;王玉峰 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-09-24 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内
一种升降可调下颌超声速进气道

[发明专利]确定高超声速低密度风洞的锥形喷管型线的方法-CN201410555411.7有效
发明人：黄炳修;王铁进;孙勇堂;石运军;崔春 -专利权人：北京航天益森风洞工程技术有限公司
申请日： 2014-10-17 - 公布日： 2015-02-18 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种确定高超声速低密度风洞的锥形喷管型线的方法，其包括：将高超声速低密度风洞锥形喷管型线划分为收缩段型线和扩张段型线，扩张段型线具有喉道段圆弧曲线和圆锥曲线；建立二维坐标系；计算锥形喷管的喉道半径；根据喉道半径，确定收缩段型线；将喉道段圆弧曲线和圆锥曲线连接以确定扩张段型线，其中喉道段圆弧曲线经过喉道的半高点，且与圆锥曲线相切；将收缩段型线和扩张段型线相连接，得到高超声速低密度风洞的锥形喷管型线
确定高超声速密度风洞锥形喷管方法

[发明专利]一种出口高度可调的声速喷管-CN202110305929.5在审
发明人：马护生;魏巍;秦天超;郝颜;任思源;时培杰;周晓刚;黄康;陈峰;宗有海;李学臣;叶敏;李聪;谭锡容;江辉 -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： 2021-03-23 - 公布日： 2021-06-29 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种出口高度可调的声速喷管。该声速喷管为方形喷管，包括安装在支撑架上，沿气流方向上下对称布置，通过收缩型面搭接方式顺序连接的固定收缩段和可调高度收缩段；支撑架的左、右两侧对称安装两个侧壁板；两个高度调节器对称安装在支撑架的上、下方；高度调节器的固定端固定在支撑架上，高度调节器的运动端通过铰链与可调高度收缩段连接；高度调节器带动可调高度收缩段沿固定收缩段的收缩型面滑动，实现喷管出口高度调节。该声速喷管可根据试验需要实现出口高度调节、操作便捷，定位简单，高度调节精准度高，能够节省试验准备时间，提高试验效率。
一种出口高度可调声速喷管

[发明专利]一种用于超声速燃烧的直连台的气膜冷却装置-CN201611135726.1有效
发明人：樊川;王晶;孟令瑾;范学军 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2016-12-12 - 公布日： 2019-07-23 - 主分类号： F23R3/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于长时间超声速燃烧的直连台的气膜冷却装置，包括：点火器(1)、点火盘(2)、燃烧室(3)、收缩段(4)、直通管(5)、气膜喷射模块(6)、收缩段压力传感器(7)、收缩段温度传感器(8)、直通段压力传感器(9)、直通段温度传感器(10)。本发明通过改变上游来流的质量流量和空气氢气的流量比，能够提供一定温度和质量流量的气膜，并可以改变气膜的喷射角度和喷射方式，为研究不同状态的气膜对超声速燃烧的冷却影响提供各种不同的工况，可以研究气膜质量流量，气膜温度，喷射方向，喷射压力，以及喷射方式对于超声速燃烧冷却效率的影响。
气膜超声速燃烧质量流量收缩段喷射温度传感器压力传感器气膜冷却点火器燃烧室冷却效率喷射方向喷射模块喷射压力氢气点火盘流量比直通管冷却上游研究