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[发明专利]环形超声速喷管及其设计方法-CN201110130177.X有效
发明人：王振国;赵玉新;刘卫东;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2011-05-18 - 公布日： 2012-01-04 - 主分类号： B05B1/34 文献下载
摘要：本发明提供了一种环形超声速喷管及其设计方法。根据本发明的环形超声速喷管设计方法，包括预测跨声速段区流场参数，并从流场参数提取初始特征线；根据设计要求确定喷管的超声速直壁的马赫数分布；根据初始特征线和超声速直壁的马赫数分布采用特征线法确定所述喷管的超声速曲壁型面根据本发明的环形超声速喷管设计方法，设计出的环形超声速喷管流场内无集中的压缩波，流场参数分布可根据实际应用进行优化，大大提高环形超声速喷管流场品质。根据本发明的环形超声速喷管，采用了上述的环形超声速喷管设计方法。
环形超声速喷管及其设计方法

[发明专利]超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法-CN201611252569.2有效
发明人：周勇为;李存标 -专利权人：北京大学
申请日： 2016-12-30 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，应用于超声速和高超声速静音风洞喷管中，该超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法包括步骤：获取当前试验气体流量和当前抽吸气体流量；根据获取的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量本发明提供的超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法，通过获取高超声速静音风洞喷管的当前试验气体流量和当前抽吸气体流量来计算当前抽吸率，并通过计算出的当前抽吸率来评估高超声速静音风洞喷管的性能水平，以调整出最佳状态的抽吸率，从而提高喷管性能和流场品质，大幅降低喷管的湍流度和噪声，达到静音风洞的水平。
超声速高超声速静音风洞喷管抽吸流量计算方法

[发明专利]超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法-CN201310270810.4有效
发明人：赵玉新;郭善广;王振国;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-06-28 - 公布日： 2013-09-25 - 主分类号： F02K1/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法。该超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面确定方法包括以下步骤：S1：根据非均匀来流参数，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的初始边界；S2：根据初始边界，利用特征线法，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的核心区域；S3：根据质量守恒定理和特征线法，在核心区域内迭代求解，确定超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面型线；S4：根据超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面型线确定超声速非均匀来流最大推力喷管的壁面。根据本发明的超声速非均匀来流最大推力喷管及其壁面确定方法，能够获得一种适于超声速非均匀来流的最大推力喷管。
超声速均匀最大推力喷管及其确定方法

[发明专利]非对称超声速喷管及其设计方法-CN201110129287.4有效
发明人：赵玉新;梁剑寒;王振国;刘卫东 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2011-05-18 - 公布日： 2012-01-18 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种非对称超声速喷管及其设计方法。该超声速喷管设计方法包括：根据入口坐标和喉部面积确定亚声速段曲线；根据亚声速段曲线和喉部曲率半径确定跨声速区内的特征线；根据特征线的一个端点和相应的超声速区出口端点确定第一侧壁面曲线；根据初始特征线和第一侧壁面曲线的马赫数分布通过质量守恒和特征线法确定第二侧壁面曲线该超声速喷管设计方法可以减少或消除非对称超声速喷管的流场内的集中压缩波，大大改善喷管流场品质，提高设备性能，节省研究经费。根据本发明的非对称超声速喷管，采用了上述的非对称超声速喷管设计方法。
对称超声速喷管及其设计方法

[发明专利]超声速非均匀流喷管及其设计方法-CN201110129726.1有效
发明人：王振国;赵玉新;刘卫东;梁剑寒 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2011-05-18 - 公布日： 2011-10-19 - 主分类号： B05B1/34 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速非均匀流喷管及其设计方法。该超声速非均匀流喷管设计方法包括根据亚声速段入口直径确定亚声速段曲线；根据出口马赫数分布和特征线法确定出口依赖域左行和右行特征线边界；确定从喉部发出的初始特征线；确定非均匀流喷管的等流量线；通过初始特征线和等流量线根据质量守恒和特征线法确定上下壁面曲线该超声速非均匀流喷管设计方法，能够设计出超声速非均匀流喷管，使超声速非均匀流喷管产生所需要的非均匀流，并可以连续消波，消除或者减少集中的压缩或者膨胀波，保证流场品质。根据本发明的超声速非均匀流喷管，使用了上述的超声速非均匀流喷管设计方法。
超声速均匀喷管及其设计方法

[发明专利]超声速层流喷管及其超声速静风洞-CN201410577152.8在审
发明人：赵玉新;马志成;王振国 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2014-10-24 - 公布日： 2015-01-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速层流喷管及超声速静风洞，该超声速层流喷管包括用于亚声速加速的收缩段，位于声速位置的喷管喉部，用于超声速加速的扩张段和实验段，其中，还包括用于对收缩段壁面所产生的边界层进行抽吸的边界层抽吸缝和用于对喷管壁面进行加热与温度控制的电磁加热模块根据本发明，通过在超声速静风洞的超声速层流喷管的喷管壁面设置电磁加热装置，实现了壁面加热与温度可控，降低了壁面粗糙度对流场的干扰与边界层第一不稳定性，推迟了边界层转捩。
超声速层流喷管及其风洞

[发明专利]超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台-CN202310658788.4在审
发明人：米琦;冈敦殿;易仕和;陆小革;刘家瑞 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-10-17 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速喷管的设计方法、超声速喷管及高温超声速风洞试验平台，包括以下步骤：步骤1，确定喉部高度；步骤2，计算亚声速收缩段的二维维氏曲线；步骤3，计算移轴的亚声速收缩段的二维维氏曲线；步骤4，由此获得喉部的Ma1的起始线，用于后续计算超声速扩张段的壁面型线；步骤5，计算超声速扩张段的壁面型线；步骤6，消除边界层位移厚度对超声速喷管等效横截面积的影响；本发明采用亚声速收缩段、喉部、超声速扩张段分开设计的方法，避免气流从亚声速收缩段过渡到超声速扩展段时流场参数变化剧烈而导致流场中出现过膨胀和压缩波系，并根据来流的总温总压工况对超声速喷管的理想壁面曲线进行粘性修正，从而保证出口流场品质。
超声速喷管设计方法高温风洞试验平台

[发明专利]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202110146925.7有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -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： 2021-02-03 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[实用新型]一种高超声速风洞轴对称喷管-CN202120303891.3有效
发明人：黄飓;杨永能;胥继斌;张长丰;付泰;吴冠青;夏明主;廖晓林;刘奇;杨海滨;蒲麒;王晓宇;贾霜;何平伟 -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： 2021-02-03 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种高超声速风洞轴对称喷管。该高超声速风洞轴对称喷管包括顺序固定连接的轴对称的喷管段Ⅰ、喷管段Ⅱ和喷管段Ⅲ，喷管段Ⅰ的喉道马赫数为马赫数4.5。该高超声速风洞轴对称喷管是马赫数4.5的轴对称喷管三维喷管，具备在高超声速风洞进行试验的能力，解决了跨超声速风洞马赫数4.5试验时伴有的空气液化现象，更加能够模拟空气的真实状态，试验数据可信度高。该高超声速风洞轴对称喷管采用了三段加工、组合成型的方式，避免了由于工件尺寸较大带来的加工误差增大，以及风洞试验过程中的结构变形问题，提高了马赫数4.5流场品质，实用性更好。该高超声速风洞轴对称喷管具有加工精度高、试验能力强的优点，为飞行器研制提供了技术支持。
一种高超声速风洞轴对称喷管

[实用新型]超声速冷却气膜光学效应模拟测试装置-CN202220644390.6有效
发明人：丁浩林;易仕和 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速冷却气膜光学效应模拟测试装置，将其放在风洞设备中进行气动光学效应模拟测试时，风洞设备中的超声速气流流过整个模拟测试装置，同时通过超声速气膜供气管路给超声速气膜形成喷管提供冷却气流，超声速气膜形成喷管输出超声速冷却气膜，利用激光源从光学隔腔的一侧敞口发射激光依次穿过光学玻璃、超声速气流流场和超声速冷却气膜，并通过位于光学隔腔另一侧敞口的CCD相机拍摄图像，从而完成气动光学效应测试通过设置密封的光学隔腔来传输激光，可以消除超声速气膜形成喷管的底部非真实流场结构对于光线传输的影响，可以很好地满足气动光学效应测试的需求。
超声速冷却光学效应模拟测试装置

[发明专利]高超声速静音喷管及其确定方法-CN201410183618.6有效
发明人：李存标 -专利权人：北京大学
申请日： 2014-04-30 - 公布日： 2014-07-16 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速静音喷管及其确定方法。高超声速静音喷管的确定方法包括如下步骤：确定喷管的内壁面的型面曲线；确定抽吸孔组内的第一抽吸孔在喷管的内壁面的设置位置；确定第一抽吸孔的轴线与喷管的轴线的夹角α；确定第一抽吸孔的截面形状，并确定第一抽吸孔的截面积通过该高超声速静音喷管的确定方法能够设计出高超声速静音喷管。
高超声速静音喷管及其确定方法

[发明专利]一种用于超声速燃烧研究的高速预混火焰炉-CN201110138483.8无效
发明人：吴海燕;林志勇;周进 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2011-05-26 - 公布日： 2011-10-26 - 主分类号： F23R3/42 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于超声速燃烧研究的高速预混火焰炉。包括主流混合室(5)、超声速喷管(8)、伴流驻室(6)、低速喷管(7)，其中整个超声速预混火焰炉为两端小中间大的流线型结构，沿纵向，被平均分为两部分，一部分为超声速主流侧，另一部分为亚声速伴流侧，主流混合室(5)、超声速喷管(8)位于超声速主流侧，伴流驻室(6)、低速喷管(7)位于亚声速伴流侧。
一种用于超声速燃烧研究高速火焰

[发明专利]一种来流参数宽范围可调的亚-超剪切层研究实验装置-CN201810515945.5有效
发明人：李江;马凯;吕雪阳;李强;刘洋;陈铮夏;尚帅 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-05-25 - 公布日： 2019-04-19 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种来流参数宽范围可调的亚‑超剪切层研究实验装置，包括相连接且内部连通的试验段腔体和观察段腔体，试验段腔体的前端用于与亚声速气流装置相连通；试验段腔体内沿轴向安装有超声速喷管，超声速喷管与高温气流相连通，超其内内用于高温气流贯穿通过，变为超声速气流；超声速喷管与试验段腔体的走向相一致，其后端穿出试验段腔体的后端；超声速喷管的宽度与试验段腔体的宽度相一致，安装超声速喷管后，将试验段腔体内分成上下两个独立的流道，使进入的亚声速气流分成对应的两路，由该两个流道贯穿通行，超声速气流与亚声速气流由对应的出口进入观察段腔体内，进入的同时，两种气流进行剪切混合。
试验段腔体超声速喷管剪切层流参数亚声速研究实验装置超声速气流高温气流观察段可调的体内流道剪切混合内部连通气流装置特性研究轴向安装可调节贯穿穿出两路通行出口

[发明专利]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置及方法-CN202010621524.8在审
发明人：张骞;程奂哲;杨忠凯;林国胜;朱旭 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-06-30 - 公布日： 2020-10-20 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。
一种利用激波边界层干扰气动试验装置方法

[实用新型]一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置-CN202021256722.0有效
发明人：张骞;程奂哲;杨忠凯;林国胜;朱旭 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-06-30 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。
一种利用激波边界层干扰气动试验装置

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