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[发明专利]进气道带挡圈的发动机气缸头-CN201811532757.X在审
发明人：刘浏 -专利权人：力帆实业（集团）股份有限公司
申请日： 2018-12-14 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： F02F1/24 文献下载
摘要：本发明涉及发动机技术领域，公开了一种进气道带挡圈的发动机气缸头，包括气缸头本体，气缸头本体的底部设有燃烧室，燃烧室上方的两侧分别设有与燃烧室连通的进气道和排气道，气缸头本体上还设有进气门导管和排气门导管，进气门导管与进气道连通，排气门导管与排气道连通，进气道的内壁上设有环形挡圈，该环形挡圈与进气道的内壁形成鼓包。气体自进气道的进气口进入进气道时，由于鼓包的设计，进气道内的气流负压增加形成涡流，加速气体流动的速度，且使进气更充分，可有效提升发动机低速下的扭矩。增设环形挡圈的结构简单，改进成本低；而且不影响该进气道带挡圈的发动机气缸头与现有其他产品的配合，互换性强。
进气道燃烧室发动机气缸头气缸头本体环形挡圈连通进气门导管排气门导管排气道鼓包内壁进气口发动机技术领域涡流加速气体互换性负压进气发动机增设流动改进配合

[发明专利]一种利用排气余热的寒冷地区专用抽油烟机-CN201910546175.5在审
发明人：苏岩;王博;李小平;解方喜;韩永强;许允;姜北平 -专利权人：吉林大学
申请日： 2019-06-20 - 公布日： 2019-08-23 - 主分类号： F24C15/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用排气余热的寒冷地区专用抽油烟机，包括排气道、排气道喇叭形进气口、抽油烟机、排气道喇叭形出风口、进气道、进气道进气口、空气过滤芯、余热转换肋、单向阀、进气道出气口。所述的抽油烟机安装在排气道靠近排气道喇叭形进气口一侧，空气过滤芯安装在进气道靠近进气道进气口一侧，余热转换肋一面位于排气道上，另一面位于进气道上，单向阀安装在进气道上；新鲜空气流经的顺序依次为进气道进气口、空气过滤芯、余热转换肋、单向阀、进气道出气口。
进气道排气道抽油烟机进气口空气过滤芯寒冷地区余热转换单向阀进气道出气口喇叭形进气口排气余热新鲜空气抽油烟机安装喇叭形出风口油烟废气专用的排出加热排气室外室内引入

[发明专利]一种进气道结构及其制作方法-CN201910443217.2在审
发明人：李继超;杜娟;刘洋;李帆;张宏武 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2019-05-22 - 公布日： 2019-07-23 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：一种进气道结构及其制作方法，该进气道结构为S弯形或蛇形，进气道结构内壁的全部区域或局部区域为多孔隙结构，进气道结构内壁不同区域孔隙的厚度及单位面积内孔隙的个数相同或不同，多孔隙结构中孔隙的形状为圆、椭圆或多边形，且多孔隙结构为单层或者多层，该多孔隙结构可实现对所述进气道结构内壁气流的吸入与喷出。该进气道结构将现有典型进气道内壁或者局部区域内壁改造为多孔隙介质结构，充分利用多孔隙介质结构对近壁流体吸入‑喷出效果，破坏近壁流动边界层发展，实现对进气道内高速气流减阻，抑制或推迟边界层流动分离，解决了现有进气道流动控制方式需要增加额外能量
进气道结构多孔隙结构内壁多孔隙介质局部区域近壁喷出吸入进气道进气道流动进气道内壁流动边界层额外能量辅助机构高速气流控制方式区域孔隙全部区域蛇形边界层中孔隙自适应椭圆单层多层减阻流体制作流动改造

[发明专利]飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器-CN202010943421.3在审
发明人：朱继宏;张卫红;高彤;许英杰;林晔;夏祖林;谷小军;侯杰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-09-09 - 公布日： 2021-01-15 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器进气道发生较大变形的技术问题。该飞行器进气道结构的保形设计方法包括：在进气道结构内设置填充材料，且填充材料的弹性模量远小于进气道结构的弹性模量；获取进气道结构的多个结构参数；确定每个结构参数与填充材料的弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个结构参数该飞行器包括进气道结构，进气道结构由上述的设计方法设计。本申请通过调整每个结构参数，来使填充材料的弹性势能小于预设值，此时进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的飞行性能，保证正常飞行。
飞行器进气道结构设计方法

[发明专利]一种进气道式沙漠空气粗滤器总成及进气系统-CN201910941888.1在审
发明人：王欢;张蒙;樊志强 -专利权人：山东泰全重型汽车配件股份有限公司
申请日： 2019-09-30 - 公布日： 2019-11-22 - 主分类号： F02M35/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种进气道式沙漠空气粗滤器总成及进气系统，包括进气道壳体，进气道壳体内由上至下设置多个过滤区域，每一过滤区域内竖向设置轴向旋滤式粗滤器，进气道壳体内侧部设置气体流通通道，每一轴向旋滤式粗滤器底部空间均与气体流通通道连通，气体流通通道竖向设置且气体流通通道底部与出气口连通，所述进气道壳体一侧固设进气道侧盖，且进气道侧盖对应于轴向旋滤式粗滤器处设置进气口，进气道壳体另一侧设置多个与轴向旋滤式粗滤器对应的排尘嘴。该粗滤器总成设置多个由上至下依次邻接的轴向旋滤式粗滤器，能更好的提高空气粗滤效率，且将粗滤器和进气道融为一体，节约了整车空间。
粗滤器进气道气体流通通道进气道壳体轴向过滤区域竖向设置侧盖连通进气口空气粗滤器底部空间进气系统整车空间出气口内侧部排尘嘴邻接固设一轴融为一体体内沙漠节约

[发明专利]一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法-CN202310195699.0在审
发明人：何墨凡;李宪开;尹超;李佳伟;盛发家;周航 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：一种带有平移联动式流量调节变几何装置的组合动力进气道及其工作方法，宽速域进气道流量调节范围较大，本发明在结合改变捕获和增大喉道通流能力两个进气道稳定工作变几何思路下，提出了一种平移唇口及喉道的联动流量调节变几何装置所述变几何装置由平移唇口、平移喉道及四连杆连接装置组成，可以通过单自由度调节协同控制进气道实际捕获流量及喉道压缩量大小，达到进气道性能多维度最优。所述变几何装置在运动的过程中具备两种工作状态：1)四连杆机构后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度增大，涡轮喉道高度减小；2)当四连杆机构到达某位置后继续后移，进气道实际捕获流量减小，进气道冲压喉道高度减小
一种带有平移联动流量调节几何装置组合动力进气道及其工作方法

[发明专利]具有异型进气道的吸尘器-CN201010572552.1有效
发明人：郝玉龙 -专利权人：乐金电子（天津）电器有限公司
申请日： 2010-12-03 - 公布日： 2012-06-06 - 主分类号： A47L9/00 文献下载
摘要：一种具有异型进气道的吸尘器，包括底壳、连接在底壳上面的壳体、集尘桶、旋风分离器、连接在壳体上且可翻转的上盖、设在底壳前端的空气吸入口、下端与空气吸入口连接，上端与旋风分离器进风口连接的进气道，进气道由方形上接口垂直向下形成等直径部，进气道前壁由等直径部向下左侧壁逐渐变大形成梯形，梯形高度等于上接口边长，左侧壁逐渐变大至上接口边长的1.6倍后，进气道外径再迅速减小，进气道左侧壁由梯形开始向侧面和前面弯曲，右侧壁由梯形下方向前面弯曲，前壁与左侧壁、右侧壁连接，进气道后壁与上接口垂直,进气道向前面弯曲，且外径迅速减小后与具有圆管的圆形下接口连接。本发明的进气道，提高了吸尘器的吸率。
具有异型进气道吸尘器

[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

[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]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]二元进气道试验装置-CN201611047411.1有效
发明人：李增文;妥欢;陆林;李乃田;郭敬涛 -专利权人：北京机电工程研究所
申请日： 2016-11-23 - 公布日： 2019-08-13 - 主分类号： G01M15/00 文献下载
摘要：本发明实施例公开一种二元进气道试验装置，涉及中程超声速空面导弹设计技术，能够解决结构承受的力热联合作用的热载荷不真实的问题。弹体模拟件靠近二元进气道出口的一端安装所述燃气发生器，二元进气道出口边上设有隔断结构，该隔断结构使燃气发生器的出口与二元进气道的出口相通，使燃气发生器的出口与弹体模拟件另一端密封，燃气发生器产生的燃气进入二元进气道内燃烧，二元进气道连接至少一个作动筒，石英灯加热器安置在二元进气道外部，用于对外露在弹体外侧的二元进气道进行加热，该装置主要用于二元进气道内加热和外加热与静力联合试验。
二元进气道燃气发生器弹体出口隔断结构试验装置模拟件加热加热器导弹设计一端密封超声速热联合热载荷石英灯外加热作动筒静力空面燃气相通燃烧安置试验外部联合

[发明专利]一种飞机进气道表面损伤的检测方法-CN202110015616.6有效
发明人：张良;崔明宝;王文良 -专利权人：北京天创凯睿科技有限公司
申请日： 2021-01-07 - 公布日： 2021-04-09 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明涉及飞机检测领域，具体涉及一种飞机进气道表面损伤的检测方法。包括：以进气道入口平面为X‑Y平面，进气道中轴线方向为Z方向建立直角坐标系；表面损伤检测设备获取标准进气道表面各点至中轴线的距离，形成标准表面三维曲线图；表面损伤检测设备获取待检测进气道表面各点至中轴线的距离，形成检测表面三维曲线图；对比标准表面三维曲线图与检测表面三维曲线图判断待检测进气道表面损伤。本发明提供的检测方法将进气道表面的损伤情况转化成了数字化的表现形式，从而使得进气道的表面损伤可以体现得更加直观，提高了飞机进气道表面损伤的检测准确性以及可靠性。
一种飞机进气道表面损伤检测方法

[发明专利]一种小尺寸进气道结构制备方法-CN201811465862.6有效
发明人：王强;邹耀斌;李琼;高永强;刘伟;易坚;赵振贵;朱成香;卢建寅;袁辉;黄颖;袁平湘;黄志军 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-12-03 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种小尺寸进气道结构制备方法，首先采用低压接触成型工艺将加有固化剂的树脂混合液涂覆至纤维增强材料上，而后将纤维增强材料置入用于制备进气道复合材料零件的模具中，通过固化成型、脱模得到进气道主体、上蒙皮、中蒙皮及下蒙皮的复合材料制件；而后机加成型制备进气道唇口，再将上蒙皮与中蒙皮插入进气道唇口并通过抽芯铆钉连接，将中蒙皮与下蒙皮搭接对齐后通过抽芯铆钉连接；最后将进气道主体套进进气道唇口后由托板螺母、唇口预制螺钉孔固定，即得到小尺寸进气道结构，整体化较高，蒙皮刚度强，能控制结构变形；同时有效减少结构零件数目及铆接数量，采用复合材料能满足复杂曲面外形设计要求，适用于外形复杂、操作空间不足的进气道结构。
一种尺寸进气道结构制备方法

[发明专利]一种激波-等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法-CN202110197065.X有效
发明人：黄河峡;唐学斌;李灿民;秦源;谭慧俊;李超;张航 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-02-22 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提出了一种激波‑等熵压缩波独立汇聚的进气道波系配置方法。本方法通过将进气道压缩面的激波全部汇聚于唇口位置，激波之后的等熵压缩波的虚拟汇聚点设置于进气道唇口右上方，使得等熵压缩波和进气道压缩面其余的激波独立汇聚，等熵压缩波和进气道唇罩产生的唇罩激波形成异族激波相比于常规的所有激波和等熵压缩波汇聚于唇口位置这种配波方式，本发明可以大幅提高进气道喉道总压恢复系数，削弱进气道唇罩激波的强度，减小唇罩激波/边界层干扰形成的分离区尺度，并提高进气道低马赫数流量系数。特别是针对具有强唇罩激波的进气道，本发明的技术优势更为显著。
一种激波压缩独立汇聚进气道波系配置方法

[发明专利]一种主动冷却进气道安装结构-CN202111095155.4有效
发明人：刘庆;杨锐;朱璇;胡驰;雷琪;胡善刚 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-09-17 - 公布日： 2022-11-04 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种主动冷却进气道安装结构，其包括：机身，其包括机身本体和机身后部；进气道，其位于所述机身本体的一侧，所述进气道的后端与所述机身后部固定，所述进气道的侧边具有侧边法兰，所述侧边法兰上设有凸台，且所述凸台沿所述进气道的长度方向延伸，所述机身本体与所述侧边法兰接触处设有第一凹槽，所述凸台可插入所述第一凹槽内，且所述侧边法兰与所述机身本体贴合，所述第一凹槽的宽度大于所述凸台的宽度，因此，当进气道在高温下时，进气道受热可以沿第一凹槽的长度方向和宽度方向变形移动，进气道安装于机身时可以适应热变形匹配，凸台与第一凹槽紧密贴合后可以形成迷宫密封结构，保证进气道安装于机身的热密封可靠性。
一种主动冷却进气道安装结构