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[发明专利]超声速转弯流道设计方法-CN201210447983.4有效
发明人：赵玉新;王振国;赵延辉;梁剑寒;范晓樯;马志成 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-11-09 - 公布日： 2013-03-27 - 主分类号： F15D1/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速转弯流道设计方法。该超声速转弯流道设计方法包括：根据超声速流道设计结构的几何约束确定超声速流道壁面曲线的入口边界；根据超声速流道设计结构的几何约束确定超声速流道的单边壁面曲线；利用特征线法确定对应于单边壁面曲线的对边壁面曲线；根据出口流场参数确定超声速流道壁面曲线。根据本发明的超声速转弯流道设计方法，能够获得全流场为超声速的无激波超声速流道，为超声速风洞、超声速引射器、超声速飞行器的气动与结构设计提供更好的流场环境。
超声速转弯设计方法

[发明专利]1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法-CN202310579228.X在审
发明人：鲁文博;张军强;易家宁;杨福宇 -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： 2023-05-23 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制方法，属于航空航天气动力风洞试验技术领域。为实现一种用于1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的精准控制。本发明1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的工况包括亚跨声速低动压流场、亚跨声速连续变马赫数流场、超声速高马赫数节能流场，根据选择的所述1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场的工况进行1米量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞的流场控制，包括亚跨声速低动压流场控制、亚跨声速连续变马赫数流场控制、超声速高马赫数节能流场控制。本发明实现了亚跨声速低动压流场控制、亚跨声速连续变马赫数流场控制以及超声速高马赫数节能流场控制。
量级直流暂冲吹引式亚高超声速风洞控制方法

[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]超声速流场的流动控制装置-CN201310629747.9有效
发明人：范晓樯;赵玉新;王振国;刘卫东;梁剑寒;丁猛;王翼 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-11-29 - 公布日： 2014-03-05 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速流场的流动控制装置，包括吸气孔，用于吸入超声速流场的气流；吸气流道，与吸气孔连通，用于降低从吸气孔吸入气流的速度；吹气流道，与吸气流道连通，用于提高气流速度；吹气孔，与吹气流道连通，用于将吹气流道内的气流吹出至超声速流场；射流结构，用于朝吹气流道喷射气流。在超声速流场的流动过程中，部分气流将通过吸气孔进入到吸气流道，实现对超声速流场的抽吸控制；再通过吹气流道及吹气孔注入超声速流场，实现对超声速流场的吹除控制；射流结构朝吹气流道喷射气流，可以满足当入射激波的位置及强度改变的情况下，能够对超声速流场的持续抽吸及吹除，保证超声速流场的稳定流动，扩宽该流动控制装置的工作范围。
超声速流动控制装置

[发明专利]高超声速流场数值模拟方法、系统、电子设备及存储介质-CN202310576273.X有效
发明人：丁明松;江涛;陈坚强;梅杰;李鹏;刘庆宗;高铁锁;董维中;郭勇颜;何磊 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2023-05-22 - 公布日： 2023-08-25 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本申请公开了一种高超声速流场数值模拟方法、系统、电子设备及存储介质，所属的技术领域为空气动力学和数值模拟技术。所述高超声速流场数值模拟方法包括：搭建飞行器的高超声速流场数值模拟框架；获取所述高超声速流场数值模拟框架的网格微元界面；判断所述网格微元界面的流动类型是否为强激波间断面；若是，则根据所述网格微元界面的临界声速计算所述网格微元界面的界面声速；若否，则通过算术平均法计算所述网格微元界面的界面声速；根据所述界面声速确定高超声速流场的数值模拟结果。本申请能够提高高超声速流场数值模拟的精准度。
高超声速数值模拟方法系统电子设备存储介质

[发明专利]一种基于深度学习的高超声速进气道流场快速预测方法-CN202211119244.2在审
发明人：钟家祥;屈峰;孙迪;王梓瑞;田洁华;白俊强 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-09-13 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提出一种基于深度学习的高超声速进气道流场快速预测方法，以深度学习为基础，建立高超声速进气道流场快速预测模型，直接利用壁面压力传感器数据进行流场预测，应用于高超声速进气道流场的快速/实时预测和进气道状态的准确判断相比于传统基于CFD方法获取流场，基于该方法可快速得到具有高精度、高准确性的高超声速进气道流场。此外，该方法从高超声速飞行器的实际飞行状态出发，以进气道壁面的压力传感器得到的实时壁面压力数据作为输入，可实现高超声速进气道流动状态的实时判定以及进气道流场的实时监测，进而保障飞行器的安全、高效运行。
一种基于深度学习高超声速进气道流场快速预测方法

[发明专利]一种基于电子束荧光的高超声速低密度风洞流场显示方法-CN201911120171.7有效
发明人：陈爱国;杨彦广;李志辉;李震乾;田颖;王杰 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
申请日： 2019-11-15 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于电子束荧光显示高超声速低密度风洞流场的方法。高超声速低密度风洞的试验段沿流场方向从前至后依次为喷管、支撑装置和扩压器，模型安装在支撑装置上，电子枪安装在高超声速低密度风洞的试验段顶部，法拉第杯安装在试验段底部，试验段的侧面开有观察窗，相机置于观察窗的外部该方法启动高超声速低密度风洞设备，测量高超声速低密度风洞的试验段的静压，直至静压低于20Pa；打开电子枪，电子枪发射的电子束竖直穿过模型的前方流场；启动高超声速低密度风洞，建立高超声速低密度流场；观察模型的流场结构，待流场结构稳定后，相机拍照。该方法能够清晰的显示模型的流场结构，为分析模型的气动特性提供支持。
一种基于电子束荧光高超声速密度风洞显示方法

[发明专利]一种流场和火焰结构同步探测方法-CN201410373701.X有效
发明人：袁越明;张泰昌;宋军浩;范学军 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2014-07-31 - 公布日： 2017-01-18 - 主分类号： G01N21/45 文献下载
摘要：本发明公开一种用于碳氢燃料超声速燃烧过程的流场和火焰结构同步探测的方法。该方法采用脉冲纹影探测超声速燃烧场的流场结构，采用CH‑PLIF探测超声速燃烧场的火焰结构。将脉冲纹影和CH‑PLIF的探测焦平面分别聚焦到超声速燃烧室内部相同探测区域，通过脉冲同步发生器对脉冲纹影和CH‑PLIF进行同步控制，实现碳氢燃料超声速燃烧过程的流场和火焰结构同步探测。将扣除燃烧室背景噪声的火焰结构CH‑PLIF图像与流场结构的纹影图像相叠加，得到碳氢燃料超声速燃烧过程中同一瞬态的流场和火焰结构的同步叠加图像。该方法所解决的问题是为研究碳氢燃料超声速燃烧过程中流动与化学反应相互作用机理，提供了同步获取燃烧场同一瞬态流场和火焰结构信息的实验探测方法。
一种火焰结构同步探测方法

[发明专利]一种面向相似网格的高超声速流场初始化方法-CN201310498573.7在审
发明人：龚春叶;闵昌万;禹彩辉;高鹏;方洪;郭灵犀;张星;郑昭虎 -专利权人：北京临近空间飞行器系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2013-10-22 - 公布日： 2015-04-29 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：本发明属于高超声速气动流场数值模拟计算技术领域，具体涉及一种面向相似网格的高超声速气动流场初始化方法。包括以下步骤：（1）确定流场初始化和网格单元一致性判别原则；（2）具体进行面向相似网格的高超声速流场初始化：（2.1）设定待求解气动流场网格和已经完成数值模拟的气动流场网格；（2.2）具体实施步骤。本发明与常用的基于远场的初始化方法相比，提高了高超声速气动流场数值模拟的收敛速度，可显著缩短仅马赫数变化时整批次的工况计算总运行时间，同时还提高了高超声速气动流场数值模拟的正确性。
一种面向相似网格高超声速初始化方法

[发明专利]基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法-CN201810359349.2有效
发明人：何霖 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-04-20 - 公布日： 2019-12-13 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于偏振成像的超声速/高超声速流场测量方法，包括以下步骤：对入射照明的线偏激光光源进行优化，使得入射线偏激光的偏振度在设定阈值范围内；调节入射线偏激光的偏振方向和偏振成像系统的接收角度，使得纳米粒子在偏振成像系统的成像角度上的散射信号最强；偏振成像系统对超声速/高超声速流场进行成像，获得纳米粒子散射光信号的与偏振相关的结果，所述与偏振相关的结果包括纳米粒子散射光的偏振度、偏振角和椭率角等；基于偏振信息对超声速/高超声速流场的密度场进行换算，得到超声速/高超声速流场的密度分布。本发明利用纳米粒子散射信号的偏振参数信息实现流场的可视化和精细测量，具有很好的抗干扰能力和较高的精度。
高超声速超声速纳米粒子流场偏振成像系统偏振流场测量偏振成像散射信号偏振度成像激光抗干扰能力散射光信号精细测量密度分布偏振参数偏振信息线偏激光信息实现可视化密度场偏振角散射光换算入射光源优化

[发明专利]超声速进气道及其壁面的三维确定方法-CN201310267977.5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： 2013-09-18 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速进气道及其壁面的三维确定方法。该超声速进气道壁面的三维确定方法包括以下步骤：S1：设定一个具有弱轴对称性的基准流场；S2：根据基准流场，设定超声速进气道的前缘线，并根据超声速进气道的前缘线追踪确定超声速进气道的上壁面；S3：根据基准流场，设定超声速进气道的后缘线，并根据超声速进气道的后缘追踪确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的超声速进气道壁面的三维确定方法，得到的超声速进气道能够很好地与飞行器机体配合，大大提高了飞行器和发动机的整体性能，同时还保证了超声速进气道与飞行器的一体化设计的进行。
超声速进气道及其三维确定方法

[发明专利]一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机-CN201811206479.9有效
发明人：杨瑞;王振国;吴继平;赵玉新;王前程;周永易 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2019-09-27 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本发明提供一种超声速来流掺混增强结构及火箭基组合发动机，包括超声速来流隔板，所述超声速来流隔板的两侧分别设有超声速来流通道，两个超声速来流通道在超声速来流隔板的尾端连通并在超声速来流隔板尾端的后方形成超声速来流掺混区，超声速来流掺混区与至少一个超声速来流通道通过至少一个引流管连通，所述引流管设在超声速来流隔板的内部。通过在超声速来流隔板的内部设置引流管来连通超声速来流隔板的侧面与超声速来流隔板的的尾端，由于引流管的两端存在压差，不需要提供额外的气源，利用流场本身的流动特点就可以在超声速来流掺混区形成射流，从而实现对超声速来流掺混区的掺混增强控制本发明应用于超声速来流掺混控制领域。
超声速隔板掺混引流管来流通道连通增强结构基组合尾端发动机火箭流动特点内部设置增强控制流场气源射流压差侧面应用

[发明专利]超声速混合层混合增强闭环控制方法及系统-CN202110685621.8有效
发明人：谭建国;高政旺;刘瑶;张冬冬;姚霄;肖犇;侯廙 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-06-21 - 公布日： 2022-07-01 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：超声速混合层混合增强闭环控制方法及系统，包括第一超声速流道、第二超声速流道、控制器、控制台、速度场测量系统以及计算机，第一超声速流道和第二超声速流道之间设置有混合增强板，混合增强板将第一超声速流道和第二超声速流道分隔开，第一股超声速气流和第二股超声速气流在混合增强板的末端外实现增强混合；控制器通过控制台将激励函数信号作用于混合增强板；速度场测量系统对混合增强板末端外的流场速度进行实时测量并将测量到的数据传输给计算机，
超声速混合增强闭环控制方法系统

[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]串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法-CN201911294179.5在审
发明人：吴杰;陈坚强;黄冉冉;袁先旭 -专利权人：华中科技大学;空气动力学国家重点实验室
申请日： 2019-12-16 - 公布日： 2020-04-14 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种串列式超声速及高超声速风洞及其稳流方法，属于串列式超声速及高超声速低湍流度风洞及静风洞设计领域，通过将多孔材料置于串列式超声速及高超声速风洞的安定段内，可以在不破坏流场结构的同时对声波、涡波和熵波这些扰动波进行一部分的吸收，同时多孔材料具有较强的结构强度，可以在较大马赫数范围内承受超声速及高超声速风洞中产生的强激波冲击而内部结构不被破坏。将多孔材料垂直置于串列式超音速风洞的安定段中时，多孔材料构成的主体吸收流场扰动，减弱激波强度，将流动分离产生的大分离涡进行过滤，进而提高超声速及高超声速风洞试验段入口的流场均匀度，提升风洞实验的可信度。
串列超声速高超声速风洞及其方法

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