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[发明专利]二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式-CN201210161583.7有效
发明人：袁化成;滕健 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2012-05-23 - 公布日： 2012-10-03 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明涉及一种二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式，属于进气道气动设计领域。该进气道，由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；其特征在于：上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构。通过简单的沿来流方向前后平移唇罩，使进气道实现从关闭状态至开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节，正常工作范围内不同来流条件下流量捕获的调节。
二元高超声速几何进气道设计方法工作方式

[实用新型]二元高超声速变几何进气道-CN201220233265.2有效
发明人：袁化成;滕健 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2012-05-23 - 公布日： 2012-12-26 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种二元高超声速变几何进气道，属于进气道气动设计领域。该进气道，由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；其特征在于：上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构。通过简单的沿来流方向前后平移唇罩，使进气道实现从关闭状态至开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节，正常工作范围内不同来流条件下流量捕获的调节。
二元高超声速几何进气道

[实用新型]一种飞机短舱进气道安装结构-CN202123417399.8有效
发明人：陈兵;张慧草;陈西锋;梁力 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-12-31 - 公布日： 2022-06-03 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种飞机短舱进气道安装结构，本申请包括：进气道唇口、第一卡带组件、第二卡带组件、进气道；进气道唇口与进气道的边缘具有周向的薄壁凸缘，第一卡带组件与第二卡带组件对称分布且具有与所述薄壁凸缘配合的凹槽，第一卡带组件与第二卡带组件连接将所述薄壁凸缘限制在所述凹槽内，本申请将进气道与短舱唇口结构采用卡带连接，当需要对进气道进行拆装时，仅需要拆装卡带端头的螺栓连接，就可以完成整个进气道的拆装，从而更加便捷的完成进气道的拆装，极大的缩短了进气道的拆装时间。
一种飞机短舱进气道安装结构

[发明专利]倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法-CN202111570974.X在审
发明人：尤延铖;程剑锐;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-12-21 - 公布日： 2022-02-22 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器。包括如下步骤：1)锥形前体构型设计；2)基准流场设计；3)确定内转进气道的安装位置与安装角；4)确定内转进气道的捕获面积及其入口三维形状；5)生成双模块一体化构型的内转进气道型面。倒置一体化布局有效减小进气道S弯隔离段的弯曲程度，降低S弯隔离段内的流动损失。圆锥前体的入射外锥激波打在内转进气道的唇口位置，保证进气道唇罩无溢流，实现倒置一体化构型的内转进气道对来流的高效捕获。为内转进气道提供优秀的前体附面层排移效果，避免传统布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。较传统构型总压恢复高，非设计状态下性能优良。
倒置双模下颌式内转进气道类锥前体一体化设计方法

[发明专利]一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道-CN202211250107.2在审
发明人：任晓;寇飞行;张杰;姚海波 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2022-10-12 - 公布日： 2022-12-09 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道。包括：进气道以及进气道安装组件。本申请的具有飞机复合材料整体成型唇口的进气道，复合材料整体成型唇口及进气道整体化程度高，蒙皮刚度强，能控制结构变形；有效减少了结构零件数目及铆接数量，装配简单，重量轻；采用复合材料能满足复杂曲面外形设计要求，尤其适用于外形复杂、操作空间不足的进气道结构，有效解决了装配困难的问题，延长了使用寿命。
一种具有飞机复合材料整体成型进气道

[发明专利]一种唇罩平移的二元超声速变几何进气道-CN202210520602.4在审
发明人：张兵;张陈安;肖雅彬;邬婉楠;欧韬;刘充 -专利权人：广东空天科技研究院
申请日： 2022-05-13 - 公布日： 2022-08-26 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：一种唇罩水平移动的二元进气道，包括带有压缩面的进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩、以及同侧安装在进气道唇罩尾部的进气道扩张段；所述进气道主体与其外侧同侧安装的进气道唇罩和进气道扩张段之间为进气道内通道，该内通道上设有喉道；该喉道采用倾斜方式，用以使唇罩向前移动时增大喉道高度；该进气道唇罩沿着水平方向随来流马赫数的变化移动、以满足该进气道在不同来流马赫数下的工作性能，即在不同来流马赫数下进气道流量系数本发明通过对进气道唇罩的移动，实现进气道喉道面积的变化，与其它变几何进气道相比，结构简单，且具有可靠性高，可实现性强的优点。
一种平移二元超声速几何进气道

[发明专利]一种吸气式飞行器模型整流罩快速分离装置及分离方法-CN202210840279.9有效
发明人：叶瑞;陈农;肖翔;陈勇富;曾德强 -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： 2022-10-28 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：一种吸气式飞行器模型整流罩快速分离装置及分离方法，解决了吸气式飞行器模型整流罩快速分离问题，属于高速风洞试验领域。分离装置包括飞行器模型本体、前支座、后支座、电木、进气道唇口、整流罩、弹性元件、绳、电阻丝、电源；电木的两端分别卡入前支座、后支座后作为一个整体，卡入飞行器模型本体的内腔；进气道唇口安装在飞行器模型本体的正下方；整流罩的前端通过绳拉紧、后端通过卡入进气道唇口，使得整流罩紧贴飞行器模型本体；其中绳缠绕整流罩的前端后穿过飞行器模型本体后缠绕电木，完成对整流罩前端的拉紧；整流罩上设有容置孔，用于容置压缩后的弹性元件
一种吸气飞行器模型整流快速分离装置方法

[发明专利]一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构-CN202211595837.6在审
发明人：董明;王继明;姚远;杨万里;党铁红 -专利权人：上海沃兰特航空技术有限责任公司
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构，包括NACA进气道，所述NACA进气道开设在电机臂上，所述NACA进气道上设有唇口，所述电机臂的端部开有电机散热进气口，所述电机散热进气口与NACA进气道连通，所述电机臂的端部连接电机，所述电机散热进气口朝向电机，所述NACA进气道为渐扩式通道，所述NACA进气道的气流起始入口处宽度设为W1，唇口处宽度设为W2，NACA进气道的深度和长度分别设为H本结构中NACA进气道可以改善电机的散热，确保电机安全可靠运行，较低的气动阻力提升了电动飞机的航程。
一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构

[实用新型]一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构-CN202223333291.5有效
发明人：董明;王继明;姚远;杨万里;党铁红 -专利权人：上海沃兰特航空技术有限责任公司
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-06-16 - 主分类号： B64D33/08 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构，包括NACA进气道，所述NACA进气道开设在电机臂上，所述NACA进气道上设有唇口，所述电机臂的端部开有电机散热进气口，所述电机散热进气口与NACA进气道连通，所述电机臂的端部连接电机，所述电机散热进气口朝向电机，所述NACA进气道为渐扩式通道，所述NACA进气道的气流起始入口处宽度设为W1，唇口处宽度设为W2，NACA进气道的深度和长度分别设为H本结构中NACA进气道可以改善电机的散热，确保电机安全可靠运行，较低的气动阻力提升了电动飞机的航程。
一种改善电动垂直起降飞机电机散热进气道结构

[发明专利]一种发动机特种试验用工艺进气道-CN202010453270.3在审
发明人：孙家超;于之帅;林山;金镜;马浩;李洪雷;高巍;满达;夏营 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2020-05-26 - 公布日： 2020-08-25 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机进气道技术领域，特别涉及一种发动机特种试验用工艺进气道。包括：依次连接的唇口段以及平直段，唇口段包括唇口段上蒙皮以及唇口段下蒙皮，所述唇口段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮一体成型，且呈双扭线线型，所述唇口段上蒙皮与所述唇口段下蒙皮之间填充有泡沫夹芯；平直段包括平直段上蒙皮以及平直段下蒙皮，所述平直段上蒙皮与所述唇口段上蒙皮连接，所述平直段下蒙皮与所述唇口段下蒙皮连接，所述平直段上蒙皮与所述平直段下蒙皮之间填充有蜂窝夹芯，平直段远离唇口段的一端设置有钛合金翻边法兰。本申请在提高整体结构强度、刚度的同时，降低了进气道整体重量，可满足紫外、冷热、腐蚀、振动等露天和外场试验使用工况需求。
一种发动机特种试验用工艺进气道

[发明专利]一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法-CN201710427096.3有效
发明人：谭慧俊;黄河峡;谢文忠;满延进;张可心;李鑫 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-06-08 - 公布日： 2018-08-31 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种矩形高超声速进气道的内通道型面设计方法。通过确定进气道内收缩比的大小、选择进气道内收缩段的唇罩配波形式、设计进气道内收缩段的唇罩激波系、设计唇罩激波/边界层干扰现象的控制措施、设计进气道唇罩两侧的侧板、进气道内通道型面的三维仿真分析与调整设计等总体设计流程，并引入起动能力因子S、激波/边界层干扰的控制措施和控制特性等，完成进气道内收缩比确定以及内通道唇罩压缩面、肩部型面、唇罩侧板的设计，且同时满足进气道的喉道马赫数要求、自起动能力要求、流动组织要求等。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道内通道型面设计结果的具体调整方法。
一种矩形高超声速进气道通道设计方法

[发明专利]一种飞行器环控系统-CN202111534909.1在审
发明人：李屹东;郑勇峰;崔济多;王月星;缪炜星;高建力;田浩 -专利权人：中航(成都)无人机系统股份有限公司
申请日： 2021-12-15 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： B64D15/04 文献下载
摘要：本申请公开了一种飞行器环控系统，包括设置于发动机位置和机身进气道唇口位置之间的热气输送管路，所述热气输送管路上设置有控制开关，所述热气输送管路用于将发动机的热气引入所述进气道唇口位置，还包括与所述控制开关连接的控制中心，所述控制中心还连接有设置于所述进气道唇口位置的第一温度传感部件，所述控制中心用于当所述第一温度传感部件检测到的温度低于预设温度阈值时开启所述控制开关以将发动机的热量输送到进气道唇口位置。上述飞行器环控系统，能够对发动机进气道唇口进行防冰除冰，避免飞行器局部温度过低，保证飞行器整体的飞行安全。
一种飞行器系统

[发明专利]实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法-CN201010134882.2有效
发明人：李博;郭荣伟 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2010-03-29 - 公布日： 2010-08-25 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：实现不等强波系与前机身一体的Bump进气道的方法，涉及超声速进气道技术领域。本发明的第一步：进气道波系采用基于不等强波系的外压式两波系结构，进气道激波系的总压恢复系数为σs＝σ1·σ2，其中σ1、σ2分别为锥形激波、正激波的总压恢复系数；第二步：锥形激波形成的半锥角为δc的圆锥在超声速流中产生第二半锥角为β的第二锥形激波；第三步：令进气道进口鼓包高度为h，当地附面层厚度为δ，h/δ＝2～2.5，对第二步生成的鼓包压缩面进行缩放，满足实际尺寸要求；第四步：进气道唇口采用保形和后掠唇口设计。本发明实现了减小进气道喉道马赫数，提高进气道性能，使进气道唇口后掠角与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，可以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数的目的道。
实现不等强波系机身一体化 bump 进气道方法

[发明专利]一种S形进气道的参数化建模与优化方法-CN202111415107.9在审
发明人：尚银辉;葛昌杰;张斌;姚皆可;肖良华;周伟;谭浩 -专利权人：成都飞机工业（集团）有限责任公司
申请日： 2021-11-25 - 公布日： 2022-03-08 - 主分类号： G06F30/18 文献下载
摘要：本发明涉及无人机进气道设计领域，具体涉及一种S形进气道的参数化建模与优化方法，包括步骤：S1：从进气道的三维模型提取唇口前缘曲线，并记为第一曲线；从三维模型提取扩压段出口的截面曲线，并记为第二曲线；S2：在第一曲线上选取I1个均匀分布的点组成第一点集；在第一曲线的两端均绘制唇口型线；沿第一点集中的离散点对第一曲线两端的唇口型线之间进行插值，得到唇口的参数化模型；S3：使用唇口的参数化模型中内唇口的边界作为扩压段进口的截面曲线，并记为第三曲线；利用第二曲线与第三曲线完成扩压段的参数化建模，得到扩压段的参数化模型；S4：以进气道的总压恢复系数为目标函数，对进气道的参数化模型进行优化
一种形进气道参数建模优化方法

[发明专利]基于弯曲激波理论的V形唇口钝化降热反设计方法-CN202310609194.4在审
发明人：尤延铖;方啸雷;张旭辉;杨旸;崔智亮;张涛;施崇广;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：基于弯曲激波理论的V形唇口钝化降热反设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。给定来流马赫数和V形唇口的扩张角，根据二维激波距离理论预测方法得到前缘脱体激波的位置；给定弯曲激波以及二次透射激波的几何形状，再通过弯曲流线/特征线法(MOCC)方法逆向求解该段超声速段的壁面形状的型线；以五次方程拟合出该两点之间的曲线反设计出超声速‑亚声速混合段型线；根据已知的超声速段所得型线以及超声速‑亚声速混合段型线，给定直前缘段的型线、前缘倒圆半径与扩张角扫掠生成三维内转式进气道的唇口。实现三维进气道唇口钝化型面的反演设计，使得三维内转式进气道的安全性，稳定性得到提高。
基于弯曲激波理论形唇口钝化降热反设计方法