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[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]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210591888.1有效
发明人：赵玉新;郭善广;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： 2012-12-31 - 公布日： 2013-03-20 - 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确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道设计结构的几何约束确定超声速进气道的出口边界；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法确定第一壁面曲线和第二壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的外压缩壁面的几何约束确定初始外压缩壁面曲线；根据超声速进气道设计结构的几何约束，利用特征线法求解第三壁面曲线；第一壁面曲线、初始压缩壁面曲线以及第三壁面曲线形成下壁面曲线，根据下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；根据第二壁面曲线确定超声速进气道的上壁面根据本方法可获得高效地向燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气的超声速进气道。
超声速进气道及其确定方法

[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，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
一种升降可调下颌超声速进气道

[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210590595.1有效
发明人：王振国;赵玉新;梁剑寒;范晓樯 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2012-12-31 - 公布日： 2013-03-27 - 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确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据超声速进气道结构设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线；根据外收缩比，利用二阶连续曲线，确定超声速进气道的外压缩壁面曲线；根据超声速进气道结构设计设计的几何约束，采用特征线法，确定超声速进气道的唇口压缩曲线、单边壁面曲线以及对边壁面曲线；前体壁面曲线、外压缩壁面曲线和单边壁面曲线确定超声速进气道的下壁面；唇口压缩曲线和对边壁面曲线确定超声速进气道的上壁面。根据本发明的方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，并且其等熵压缩和激波压缩可通过调整激波形状在一定范围内分配，从而提高总压恢复能力。
超声速进气道及其确定方法

[发明专利]超声速进气道及其壁面确定方法-CN201210592096.6有效
发明人：赵玉新;赵延辉;范晓樯;梁剑寒;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： 2012-12-31 - 公布日： 2013-03-27 - 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确定方法。该超声速进气道的壁面确定方法包括：根据前体长度和捕获高度，确定超声速进气道的前体激波曲线；根据飞行条件和前体激波曲线的形状，采用特征线法，确定超声速进气道的前体壁面曲线和波后流场、下游壁面曲线、相对应的上下壁面曲线；上壁面曲线确定超声速进气道的上壁面；前体壁面曲线、下游壁面曲线以及下壁面曲线确定超声速进气道的下壁面。根据本发明的设计方法确定的超声速进气道，适用于非均匀来流，进气道的入口参数可控，有利于提高与其对接的发动机性能，与此同时，超声速进气道的内压缩中心流线的参数可控，有利于提高其抗反压的能力。
超声速进气道及其确定方法

[实用新型]飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置-CN201520278036.6有效
发明人：李怡庆;尤延铖;滕健;潘成剑 -专利权人：厦门大学
申请日： 2015-05-04 - 公布日： 2015-09-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化装置，涉及飞行器。设有飞行器前体、内乘波式高超声速进气道、进气道隔离段；飞行器前体与内乘波式高超声速进气道为三维向内收缩，进气道隔离段为圆柱形等直管道；飞行器前体的前缘捕获型线为类抛物线型的三维曲线，飞行器前体与内乘波式高超声速进气道于内乘波式高超声速进气道进口型线处相连接，内乘波式高超声速进气道进口型线为圆弧形封闭曲线，其正向投影为类椭圆形；内乘波式高超声速进气道与进气道隔离段于进气道肩部型线处相连接，进气道肩部型线其正向投影为圆形；进气道隔离段的出口的形状为与进气道肩部型线正向投影半径相同的圆形曲线
飞行器内乘波式高超声速进气道一体化装置

[发明专利]一种半膜翻转超声速可调进气道-CN202111121403.8有效
发明人：刘华;吴宝元;莫建伟;朱向东;刘轶;呼延霄 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-09-24 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题。该半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。
一种翻转超声速调进

[发明专利]两级斜切的超声速进气唇口-CN201010134872.9有效
发明人：李博;梁德旺 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2010-03-29 - 公布日： 2010-08-11 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：两级斜切的超声速进气唇口，涉及一种两级斜切的超声速进气唇口，属于超声速进气道的技术领域。本发明机身的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成外唇口、内唇口、唇口前缘线，超声速来流在进气道鼓包压缩面的作用下产生锥形激波，在进口前形成正激波本发明实现了可应用于无隔道超声速进气道或其它形式的超声速进气道，增强无隔道超声速进气道排除附面层的效果，提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变，固定几何、唇口两级斜切的目的。
两级斜切超声速进气唇口

[发明专利]一种超声速进气道颤振抑制装置-CN202211237337.5在审
发明人：王强;薄澜 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-10-09 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： G05D13/62 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速进气道颤振抑制装置，包括：超声速进气道、主动控制系统、被动控制系统；压电片和振动速度传感器固定在超声速进气道壁面上，具体数量、间距和排布方式须根据具体颤振情况仔细考量，信号处理器、本发明通过主‑被动组合控制，对超声速进气道颤振的主导模态的振动采用主动控制；对其它宽频带范围的振动采用被动控制，有效地抑制了超声速进气道工作时不同频率的颤振，提高了超声速进气道工作时的颤振裕度，避免因颤振导致的结构疲劳甚至损坏；改善超声速进气道内流场品质，避免因颤振导致发动机性能下降。
一种超声速进气道颤振抑制装置

[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]一种腹下布局超声速进气道-CN202211317126.2在审
发明人：万丽颖;周晓华;卢杰;刘涛;任志文;赵胜海;安平;屈冬平;童佳慧;王春利;陈尊敬;赵政衡;万志明 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2022-10-26 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种腹下布局超声速进气道。包括位于超声速导弹躯体(1)下腹的超声速进气道前体压缩面(2)，超声速进气道前体压缩面(2)后方接进气道主体；在超声速导弹躯体(1)对称面上建立坐标系，其中：XY坐标平面为对称面，X、Y、Z轴分别为航向、竖向、横向；超声速进气道前体压缩面(2)为变曲面设计，其沿X轴方向采用三级局部等熵压缩，对应的各压缩角δ1、δ2、δ3按等强度压缩设计。本发明采用导弹腹下进气布局形式，可让出导弹头部空间，有利于导引头等元器件安装，同时变曲面压缩面设计可有效改变附面层低能流流动方向，有效排除附面层低能流，提升进气道性能。
一种布局超声速进气道

[发明专利]用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法-CN201510471105.X有效
发明人：张红军;王荣;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2015-08-04 - 公布日： 2015-11-18 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于超声速进气道优化设计的临界性能计算方法，包括以下步骤：通过超声速进气道通流流场的数值计算，得到超声速进气道的流量系数和喉道前的总压恢复系数，同时提取喉道位置的流动参数；根据提取的喉道位置的流动参数计算喉道处正激波的总压恢复系数及亚声速扩压段的总压恢复系数，由三部分乘积得到超声速进气道的总压恢复系数；同时将提取的喉道位置的流动参数代入到喉道处的临界压力的数学模型和亚声速扩压段的压升规律的数学模型中，两者之和得到超声速进气道的临界反压。本发明提供了一种高效、高精度的超声速进气道的临界性能计算方法。
用于超声速进气道优化设计临界性能计算方法

[发明专利]宽速域变几何进气道-CN201810520481.7有效
发明人：夏有财;徐万武;叶伟;贾逸聪 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-05-28 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽速域变几何进气道，通过转动高超声速进气道唇口与第三级顶板大幅降低高超声速进气道启动马赫数，并能保证高超声速进气道低马赫数时较好的流量捕获能力，即保证发动机推力。
宽速域变几何进气道

[发明专利]一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器-CN202110588062.9在审
发明人：龚春林;黄文钰;陈丹;苟建军;吴蔚楠;王建磊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2021-08-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速进气道唇口控制装置和高超声速飞行器，高超声速进气道唇口控制装置，其特征在于，包括可动唇口板和调节机构；所述可动唇口板具有封口面；所述可动唇口板设置在机身底板底部；所述封口面与机身底板上的高超声速进气道接触；所述调节机构与所述可动唇口板连接，用于驱动所述调节板平动进而改变高超声速进气道开口的大小。通过前后平移唇口板，改变进气道唇口位置，提高进气道在非设计状态下性能，保证进气道在较宽的飞行马赫数范围内稳定工作。同时，该控制装置结构简单，易于实现。
一种高超声速进气道唇口控制装置飞行器

[发明专利]前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道-CN201210479091.2有效
发明人：谭慧俊;李程鸿;庄逸;黄河峡;张启帆;王德鹏 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2012-11-22 - 公布日： 2013-03-06 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道，主要由进气道主体、进气道唇罩、引流管路、阀门、稳压腔、引流板、引流腔和多孔或多缝板组成，该进气道能够在较宽的马赫数范围内保持较高的流量系数，激波损失小，而且第一稳压腔及第二稳压腔均只连接一个引流管道，使得该前体-内通道循环的气动式超声速/高超声速可调进气道调节机构少，结构简单，易于实现。
通道循环气动式超声速高超声速调进

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