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[发明专利]一种连续变马赫数试验用超声速风洞-CN201711353624.1在审
发明人：钱战森;向先宏;刘畅;韩阳;高亮杰;辛亚楠;许鹏博 -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： 2017-12-15 - 公布日： 2018-06-15 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种连续变马赫数试验风洞，包括风洞、调节板、模型支撑装置和边界层隔板；调节板通过运动控制机构连接在洞顶壁上，该运动控制机构能够控制调节板相对于洞顶壁上下移动，并还能够控制调节板相对于洞顶壁向下翻转本发明采用在试验段内利用调节板平面斜激波后均匀气流直接进行流场马赫数控制和调节的思想，结构简单，成本低，连续变马赫数响应快，变化速率可调范围宽。 1
调节板模型支撑马赫数隔板边界层风洞顶壁运动控制机构控制调节超声速风洞低速气流均匀气流空间姿态平行设置上下移动向下翻转装置设置试验段下端面斜激波试验底壁可调流场隔离响应移动

[发明专利]一种跨声速风洞支撑系统干扰区长度的测量方法-CN202011514334.2在审
发明人：王瑞波;吴军强;杨可;张林;蒋鸿;魏志;钟世东;刘光远;陈学孔;杨洋;贾智亮;林学东;赵莉;谢艳 -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： 2020-12-21 - 公布日： 2021-03-26 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：该测量方法通过轴向静压探测管测量跨声速风洞试验段的中心轴线的马赫数分布，并与流校结果进行对比，以同一位置马赫数偏差0.005为基准，当同一位置的马赫数偏差超过0.005时，认为此位置受到了支撑系统的干扰
一种声速风洞支撑系统干扰区长测量方法

[发明专利]用于低马赫数起动的超燃冲压发动机的煤油基燃料的实现方法-CN202110248042.7有效
发明人：黄小彬;盛浩强;李小飞;刘洪 -专利权人：上海交通大学
申请日： 2021-03-07 - 公布日： 2021-12-24 - 主分类号： C10L1/02 文献下载
摘要：一种用于低马赫数起动的超燃冲压发动机的煤油基燃料的实现方法，通过向1‑辛烯和RP‑3煤油的混合燃料中加入硼烷三乙胺络合物，经硼氢化反应得到初始改性煤油，再与作为自由基点火增强剂的过氧化二叔丁基和作为自由基稳定剂的苯醌混合得到煤油基燃料本发明能够通过电火花点火实现超燃冲压发动机在来流马赫数为1.5起动，且在常温环境下与空气接触具有良好的安定性。通过合成煤油基燃料实现超燃冲压发动机在低马赫数下起动且稳定燃烧，操作简单，实用性强。
用于马赫数起动冲压发动机煤油燃料实现方法

[发明专利]高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法-CN201510645281.0有效
发明人：蒋崇文;高振勋;李椿萱 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2015-10-08 - 公布日： 2017-02-01 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的马赫面切割方法，属于高超声速飞行器设计技术领域。所述方法包括由燃烧室需求设计进气道截面的宽高比；由进气道压缩系统的设计参数，确定进气道的来流参数以及各级压缩面马赫数、激波角、气流转折角参数；由进气道入口宽度与其上级压缩面马赫数，向上游追踪马赫线，形成各级压缩面边缘采用本发明的马赫面切割方法所得前体能保证进气道气流均匀，同时在进气道入口处与进气道宽度相等，避免了增大前体宽度引起的激波阻力增大，从而提高全机升阻比。
高超声速飞行器进气道一体化设计马赫切割方法

[发明专利]一种火焰加速与爆燃转爆震的设计方法和装置-CN202111206926.2有效
发明人：赵万东;梁剑寒;蔡晓东;王鑫鑫;王玉奇 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-10-15 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： F02K7/02 文献下载
摘要：在燃烧室内设置动态可调整的流体与固体组合障碍物；在燃烧室前端设置监控装置，该装置用于检测来流的压力与速度，并将检测值发送给流体与固体组合障碍物调控装置；设计流体与固体组合障碍物调控装置，该装置用于根据接收的来流的压力与速度确定混合物的飞行马赫数，并根据飞行高度、来流的压力和飞行马赫数，动态调整固体障碍物的升降高度和流体障碍物的射流压力和射流时间，使得流体与固体障碍物工作在不同工作模态，实现在不同飞行马赫数下的快速起爆。本方法可在宽速域飞行条件下，既能实现对脉冲爆震发动机的火焰加速，缩短起爆距离和时间，也可通过选择不同火焰加速模态，降低在高马赫飞行条件下的压力损失和过多局部热点产生。
一种火焰加速爆燃转爆震设计方法装置

[发明专利]针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法-CN201911006738.8有效
发明人：许建华;宋文萍;杨旭东;韩忠华;张顺磊 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2019-10-22 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种针对桨尖马赫数影响的高空螺旋桨风洞试验数据修正方法，包括以下步骤：根据前进比、雷诺数相似准则，确定高空螺旋桨缩比模型风洞试验的试验参数；对螺旋桨缩比模型进行风洞试验，测得拉力系数试验值C<本发明考虑到等前进比、等雷诺数条件下的桨尖马赫数试验值与高空螺旋桨真实工况下的桨尖马赫数的差异，利用所提出的修正方法得到更精确的高空螺旋桨拉力系数、功率系数和推进效率等气动性能试验数据，从而为高空低动态飞行器的推进系统和能源系统设计提供可靠的基础数据
针对马赫数影响高空螺旋桨风洞试验数据修正方法

[发明专利]一种基于降阶建模的大迎角颤振分析方法-CN202110374518.1有效
发明人：戴玉婷;容浩然;杨超 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-04-07 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：首先完成给定机翼的模态特性分析；然后选定一系列马赫数，求解得到在该迎角和这些马赫数下的静气弹变形，设计训练运动信号和预测运动信号，获得训练数据样本和预测数据样本；然后建立非定常气动降阶模型，评估非定常气动降阶模型的训练效果和泛化能力
一种基于建模大迎角颤振分析方法

[发明专利]一种连续式风洞马赫数微调机构-CN202210823514.1有效
发明人：王冰冰;崔晓春;孟凡民;张刃;邢汉奇 -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： 2022-07-14 - 公布日： 2022-11-15 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种连续式风洞马赫数微调机构，属于航空气动力试验技术领域。解决的是现有的马赫数微调机构在机械运动时存在死点的问题。
一种连续风洞马赫数微调机构

[发明专利]一种高升力特性栅格翼-CN201811639979.1在审
发明人：孙鹏飞;李广磊;周铮;袁蒙;李钧;明承东;朝开秀;陈科文;贾湘婷;王源杰;林雪峰;毛靖;单华伟;石磊;张志明;王松元 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-29 - 公布日： 2019-04-12 - 主分类号： B64C3/00 文献下载
摘要：本发明栅格翼的格宽弦长比不恒定，在格宽弦长比大的部分，跨声速气流可提前越过第二临界马赫数使壅塞消失，减轻壅塞现象，并在低马赫数下减少栅格间的激波反射；在高马赫数下，栅格间激波反射较少，格宽弦长比小的部分由于具有更大的升力面
后缘面栅格前缘面框体栅格翼弦长恒定高升力激波反射设计技术领域飞行稳定性临界马赫数低马赫数高马赫数气动布局竖直设置升力面体内部斜激波正激波飞行器后掠减阻平齐前缘升力

[发明专利]一种航空器连续下降进近航迹的最短航经生成方法-CN202111031871.6在审
发明人：宫峰勋;水孝敏;余启东;马艳秋 -专利权人：中国民航大学
申请日： 2021-09-03 - 公布日： 2021-12-07 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：其包括航空器以某一恒定马赫数巡航速度持续加速，经巡航平飞航段到达下降顶点时获得极限马赫数；从下降顶点开始保持等马赫数的速度下降，在高度转换点以最大校准速度下降，即当航空器到达10000英尺的高度转换点时
一种航空器连续下降航迹最短航经生成方法

[发明专利]一种基于旋转爆震发动机的可调塞式喷管-CN202210580133.5在审
发明人：黄玥;陈肖楠;栾振业;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-25 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F02K1/06 文献下载
摘要：当旋转爆震发动机在低海拔低马赫数下飞行时，通过液压缸前推，喷管外罩前移，可增大喉道面积，增加发动机流量，减小喷管的扩张比，从而增大发动机推力。当旋转爆震发动机在高海拔高马赫数下飞行时，通过液压缸后拉，喷管外罩后移，从而减小喉道面积，减小发动机流量，增大喷管扩张比，从而增大喷管出口马赫数，增大发动机推力。
一种基于旋转发动机可调喷管

[发明专利]一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型-CN202210896165.6在审
发明人：刘传凯;王家俊;丁水汀;邱天 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-07-28 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： F02K3/04 文献下载
摘要：本发明公开一种双变涵道、宽速域、高通流变循环发动机构型，进一步提高现有发动机速域，解决高马赫数下折合流量衰减严重的瓶颈，可以增大涡轮做功能力、维持高马赫数的流通能力，增加高马赫数下的循环功。
一种双变涵道宽速域通流循环发动机构型

[发明专利]可回收旁路引气控制方法-CN202211054649.2在审
发明人：钟世林;曾林森;姚烨辉;商国军;李川江;王海强;王莹 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2022-08-31 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： F02C9/16 文献下载
摘要：本发明公开的可回收旁路引气控制方法，属于高马赫数航空发动机控制技术领域，至少部分解决现有技术中的控制效率较低的技术问题。获取机载实时的马赫数，判断是否超过马赫数的预设值，如是，指令所述压气机至少为4级出口通过旁路引气的方式向加力燃烧室输送气体；获取无极开关的总开关量，并将所述总开关量分为不同的工作状态；实施获取发动机转速
可回收旁路控制方法

[发明专利]一种基于飞机使用场景的变循环发动机模式转换方法-CN202310697850.0在审
发明人：顾嫄媛;韩文俊;李瑞军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-06-13 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： F02C9/00 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机设计领域，为一种基于飞机使用场景的变循环发动机模式转换方法，通过定义变循环发动机模式状态字，每个发动机状态字代表一种发动机的一种工作模式，设置第一马赫数阈值和第二马赫数阈值，而后根据油门杆的角度范围设置达到中间状态时的油门杆角度阈值；通过实时采集发动机的当前数据判断变循环发动机所处的状态，当判断出飞机需要高推力时，采用小涵道模式；当判断出飞机需要低燃油消耗时，采用大涵道模式；这样仅需通过感知飞机飞行高度(H)、飞行马赫数(Ma)和油门杆角度
一种基于飞机使用场景循环发动机模式转换方法

[发明专利]高超声速变马赫数风洞喷管的变马赫数运动控制装置-CN201510294354.6有效
发明人：李东霞;张新宇;林建民 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2015-06-02 - 公布日： 2018-02-27 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：公开一种高超声速变马赫数风洞喷管的变马赫数运动控制装置，喷管由固定曲面板、转动曲面板及两侧板围成的空间构成喷管气流通道，从前至后包括入口、收缩段、喉道、扩张段、出口，入口与加热器连接，出口连接风洞实验舱，转动曲面板的后端固定到喷管出口处，通过转动曲面板绕出口轴转动来实现喷管的变马赫数，运动控制装置包括设在收缩段的驱动系统、位置监测系统和支撑系统；驱动系统包括电动缸、法兰、铰链、铰链座，在电动缸运动方向上安装法兰
高超声速马赫数风洞喷管运动控制装置