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[发明专利]基于PINN的高超声速内转式进气道流场重构方法及系统-CN202310931680.8有效
发明人：童书鸿;郭明明;田野;马跃;邓雪;张华;乐嘉陵;杨茂桃;陈尔达;王姮 -专利权人：西南科技大学
申请日： 2023-07-27 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于PINN的高超声速内转式进气道流场重构方法及系统，其包括步骤获取进气道设计的设计变量参数，并将其输入已训练的PINN模型得到进气道的流场数据和性能参数；采用进气道的性能参数作为多目标优化算法的目标函数，使用多目标优化算法得到进气道性能参数的Pareto最优解集；将Pareto最优解集中的设计变量输入已训练的PINN模型，得到进气道的流场数据和性能参数；采用步骤S3中流场数据中的最优流场作为进气道设计的基准流场，之后选取进气道的出口型线，通过流线追踪生成内转式进气道。
基于 pinn 高超声速内转式进气道流场重构方法系统

[发明专利]内转式进气道内流场的拍摄方法和拍摄装置-CN201710173955.0有效
发明人：张恩来;李祝飞;詹东文;杨基明 -专利权人：中国科学技术大学
申请日： 2017-03-22 - 公布日： 2017-07-18 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开一种内转式进气道内流场的拍摄方法，包括：1)在内转式进气道模型的预设位置加工壁面孔；2)将拍摄组件安装于壁面孔，调试拍摄组件以获得其设置参数；3)将拍摄组件由壁面孔取出，对拍摄组件进行畸变参数标定并获畸变参数矩阵；4)将拍摄组件安装于壁面孔，对内转式进气道模型进行风洞试验，使拍摄组件采用设置参数拍摄流场图像；5)根据畸变参数矩阵处理步骤4)拍得的流场图像，以获得畸变校正后的流场图像。该拍摄方法在内转式进气道模型壁面孔安装拍摄组件，通过光纤传像束传输流场图像到风洞外，从而获得内转式进气道模型内的流场图像。本发明还公开一种应用上述拍摄方法的拍摄装置，能够获得内转式进气道模型内的流场图像。
内转式进气道内流拍摄方法装置

[发明专利]基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法-CN201711000958.0有效
发明人：乔文友;余安远;杨顺华;吴颖川;杨大伟;周凯 -专利权人：西南科技大学;中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
申请日： 2017-10-24 - 公布日： 2019-04-30 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供一种基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构；2)分解捕获截面的边界，并确定可实现全流量捕获的进气道唇口型线；3)确定内转式进气道的基本流场；4)采用流线追踪方法确定进气道型面，实现进气道与乘波前体的一体化设计；本发明可基于前体激波和给定的捕获截面形状确定内转式进气道基本流场的入射激波的形状，使内转式进气道能够在给定的捕获截面形状下与乘波前体激波实现一体化设计，从而实现了基于前体激波形状且捕获截面可控的内转式进气道设计，提升了内转式进气道的流量捕获系数和发动机推力。
基于激波内转式进气道乘波前体一体化设计方法

[发明专利]基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法-CN201710375315.8有效
发明人：乔文友;余安远;吴颖川;刘东;杨大伟;曲利鹏;丁国昊 -专利权人：西南科技大学;中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
申请日： 2017-05-24 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：发明公开了一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格；2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场结构；3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分；本发明应用反问题方法根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律调节进气道的流场结构，突破吻切流方法的限制，提升了内转式进气道的设计灵活性，有利于进一步挖掘内转式进气道的潜力。
基于渗透边界问题方法三维内转式进气道设计

[发明专利]高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统-CN201910799830.8有效
发明人：张文浩;丁峰;柳军;刘珍;陈韶华;唐培结 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-08-28 - 公布日： 2020-12-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，该设计方法首先生成内转式轴对称基准流场和外压缩基准流场，并在设计条件下生成内转式激波以及外压缩激波，两激波相交生成激波交线，然后设一与基准流场回转轴线垂直的底部投影面，在此投影面上生成激波交线的投影线以及设计乘波体前缘线的投影线，随后生成乘波面、自由流面、内转式进气道以及进气道外整流罩。上述生成的内转式进气道、进气道外整流罩、乘波面和自由流面共同形成高超声速飞行器内外流一体化构型。本发明设计的高超声速内外流一体化构型基本保留了内转式进气道的优良性能和乘波体的高升阻比特性，从流场耦合的角度出发减弱机体与进气道之间的复杂的波系干扰。
高超声速飞行器机体内转式进气道一体化设计方法系统

[发明专利]一种高超声速三维内转式进气道及飞行器-CN201811148453.3在审
发明人：王卫星;朱婷;张仁涛;谭慧俊;李宥晨 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2018-09-29 - 公布日： 2019-03-19 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速三维内转式进气道，包括外压缩面、流场控制内通道；所述进气道控制面进口所在的进口面对称线的中心即为流场控制型面中心线的起点；所述进气道流动控制型面出口所在出口面对称线的中心即为流场控制型面中心线的终点；所述流场控制型面中心线与进气道喉道截面相交的点为喉道型面中心点，该所述流场控制型面中心线在该点处的切线与进气道喉道截面垂直，达到的改善进气道流场、提高进气道的抗反压能力与总压恢复系数、降低进气道的自起动马赫数的效果本发明还提供包含该高超声速三维内转式进气道的飞行器。
进气道流场控制型面中心高超声速转式三维进气道喉道对称线飞行器进气道流动切线出口面进口面控制面马赫数内通道压缩面自起动反压喉道总压相交垂直进口出口恢复

[发明专利]用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法-CN201911078801.9有效
发明人：金志光;周航 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-11-07 - 公布日： 2021-06-22 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法，是一种基于空间三维曲面激波的内转式进气道非轴对称广义内锥基准流场设计方法，该方法采用发展的密切轴对称理论，通过对一类特殊轴对称流场的空间叠加组合，可以得到任意非轴对称内锥压缩面形状的基准流场，其三维曲面入射和反射激波形状均可控，各横截面内激波形状与内锥进口形状保持相似，各密切面内入射激波形状相同并准确交于唇口实现乘波，反射激波形状相同并准确交于肩点实现消波该新型三维广义内锥流场能够拓宽内转式进气道基准流场选取范围，方便内转式进气道与前体机身的一体化融合设计。
用于高超内转式进气道轴对称广义基准设计方法

[发明专利]高超声速内转式进气道及隔离段流场的壁面丝线显示方法-CN201611104859.2有效
发明人：李祝飞;詹东文;杨基明 -专利权人：中国科学技术大学
申请日： 2016-12-05 - 公布日： 2019-08-27 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速内转式进气道及隔离段流场的壁面丝线显示方法，属于流体力学技术领域，该方法将内转式进气道及隔离段内流道的部分壁面使用透明材料置换，一侧的透明壁面用作观测，在另一侧的透明壁面上加工多排微孔；丝线经微孔穿入后在壁面外侧粘牢，并在外壁面粘贴背景纸；实验时，用光照射在背景纸上，同时从另一侧拍摄内部流场的壁面丝线流谱；借助空间位置已知的多排丝线微孔，可以对丝线流谱图片进行光学畸变修正，使观察到的内部流场结构更加准确可靠本发明通过拓展壁面丝线显示技术的潜力，提供了一种用于内转式进气道及隔离段的内部流场显示技术，以认识与理解内转式进气道及隔离段内部复杂的三维流动结构。
丝线进气道壁面隔离段转式内部流场微孔高超声速背景纸多排流场流谱光学畸变修正流体力学技术空间位置三维流动透明壁面透明材料光照射内流道透明壁外壁面穿入粘牢粘贴置换观测拍摄观察拓展加工图片

[发明专利]内转进气道性能快速评估方法、装置、设备和存储介质-CN202310024033.9有效
发明人：黄浩;丰志伟;葛健全;陈青全;张青斌;杨涛;高庆玉;张梦樱;杨振科;韩峰 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-01-09 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请涉及工程设计技术领域的一种内转进气道性能快速评估方法、装置、设备和存储介质，所述方法基于流线追踪内转进气道设计原理，通过从基准流场中提取基准流线，再基于基准流线进行样条插值和网格重构的办法，获得流线追踪内转进气道轴向截面参数和其所受到的气动力，实现了内转进气道性能的快速评估。本方法仅需要几分钟即可获得内转进气道的性能，而传统的仿真评估方法往往需要几个乃至几十个小时。相比于传统仿真方法，本方法在效率上具有极大优势，能够有效解决内转进气道性能评估技术用时长、效率低的问题，提高内转进气道设计的效率。
内转进气道性能快速评估方法装置设备存储介质

[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]一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法-CN202211430919.5在审
发明人：张旭辉;姚冉;王兆伟;尹戈玲;辜天来;秦云鹏;杨旸;费王华;赵大海 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2022-11-15 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，改善进气道的气动热分布，克服特征线法无法实现粘性计算的限制，突出CFD方法进行精细化设计的优势，能够为内流道气动热优化提供设计支撑。本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能。
一种内流道强波系干扰控制流场重构设计方法

[发明专利]一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法-CN201910648043.3有效
发明人：李怡庆;韩美东;赵健;孙通 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2019-07-18 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，步骤包括：根据设计要求指定外压缩激波曲线与内收缩激波曲线；以外压缩激波曲线、内收缩激波曲线反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；设计乘波前体前缘型线，将前缘型线延流向等直拉伸获得乘波前体上表面，将前缘型线离散并在外压缩基本流场中进行流线追踪获得乘波前体下表面；以乘波前体上表面为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段，设计三维内转进气道前缘型线激波接收段，将三维内转进气道前缘型线离散并在内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造。
一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法

[发明专利]一种超声速流道设计方法及装置-CN201810675747.5有效
发明人：熊冰;范晓樯;蒙泽威;王振国;刘卫东;梁剑寒;王翼 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-06-27 - 公布日： 2019-07-12 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种超声速流道设计方法及装置，该方法包括：步骤S1，生成基准流场型面；步骤S2，计算步骤S1中获得的基准流场；步骤S3，利用流线追踪法生成三维内转向进气道；步骤S4，计算步骤S3中获得的三维内转向进气道流场；步骤S5，利用优化算法重复迭代步骤S1至步骤S5，获得满足流量捕获性能、几何参数以及气动性能的三维内转向进气道。与现有技术相比，该方法能够解决传统进气道设计没有直接以进气道的气动性能为目标，从基准流场性能出发的设计难以保证进气道具有同样的性能，并且经验性较强难以保证进气道性能达到最优值，以及内转向进气道其总收缩比和内收缩比不可控的问题
进气道基准流设计方法及装置三维超声速流计算步骤气动性能进气道设计流线追踪法迭代步骤几何参数流量捕获优化算法场性能经验性内收缩收缩比场型流场保证重复

[发明专利]一种超声速流道三维流场计算方法及装置-CN201810675730.X在审
发明人：范晓樯;熊冰;蒙泽威;王振国;刘卫东;梁剑寒;王翼 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-06-27 - 公布日： 2018-11-23 - 主分类号： G06T17/00 文献下载
摘要：本发明公开一种超声速流道三维流场计算方法及装置，该方法包括：预先设计轴对称内收缩的基准流场；通过已知线型的捕获截面在所述基准流场中进行流线追踪，获得三维内转向进气道；离散所述三维内转向进气道中的所述捕获截面，用若干微元流面等效进所述捕获截面；计算每个所述微元流面到所述基准流场中旋成轴的距离，根据该距离在所述基准流场中追踪相应的微元流管；在基准流场中提取每条所述微元流管的坐标信息和流动参数；根据所述微元流管的坐标信息和流动参数，获得三维内转向进气道流场。与现有技术相比，该方法能够解决传统进气道流场计算方法程序复杂费时费力的问题。
基准流进气道流管捕获计算方法及装置三维超声速流流动参数三维流场坐标信息流场流面追踪方法程序预先设计内收缩轴对称流线费力

[发明专利]一种基于叶片式涡流发生器的内转式进气道-CN202211459126.6在审
发明人：王卫星;宋康宁;严凯威;刘佳思;朱家浩;刘精彩;姜璇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-11-17 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于叶片式涡流发生器的内转式进气道，包括压缩面、隔离段、位于压缩面与隔离段之间的内通道；内通道两侧的侧壁上分别设有一个叶片式涡流发生器；叶片式涡流发生器设置在内转式进气道唇罩扫掠激波与侧壁边界层干扰诱发的类锥形主漩涡中涡流发生器与来流相互作用形成的反向流向涡将唇罩扫掠激波与侧壁边界层干扰产生的类锥形流向涡分割成两个新的漩涡，减缓低能流向压缩面一侧的迁移堆积，从而有效的改善进气道的出口流场结构，提高出口流场参数分布的均匀性，提升进气道性能。与进气道原型方案相比，本发明所提出的控制措施，不需要提供额外能量，结构简单、经济性好，对内转式进气道宽速域、高性能设计有着重要作用。
一种基于叶片涡流发生器内转式进气道

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