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[发明专利]高超声速进气道起动/不起动模式最优分类面的获取方法-CN200710144717.3无效
发明人：于达仁;鲍文;常军涛;崔涛 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2007-12-03 - 公布日： 2011-11-02 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：高超声速进气道起动/不起动模式最优分类面的获取方法，它涉及的是高超声速进气道的技术领域。它是为了解决现有技术还不能准确的得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，导致控制系统不能快速对当前进气道工作状态进行检测的问题。本发明能快速得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，并能得到高超声速进气道起动/不起动两种模式之间的隔离带，在一定程度上克服了测量噪声和干扰的影响。
高超声速进气道起动模式最优分类获取方法

[实用新型]高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合装置及测量系统-CN201922078792.5有效
发明人：赵翔;马立坤;夏智勋;李潮隆;刘冰;冯运超 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-11-27 - 公布日： 2020-07-17 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：一种高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合装置及测量系统。包括超声速来流生成器、气动式粒子发生器、乙烯/氧气/空气燃气发生器以及实验仓。利用流场显示测量系统对实验仓内高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量。流场显示测量系统包括滤波片/光电倍增管/ICCD系统、PLIF系统或/和纹影系统。各种流场显示测量系统设置在实验仓的外侧，透过实验仓上开设的可视窗，对实验仓内高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量，并将测量到的数据传输给计算机。利用本实用新型可以对高焓气固两相横向射流与超声速气流耦合作用进行测量。
高焓气固两相横向射流超声速气流耦合装置测量系统

[发明专利]涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法-CN200880021737.4有效
发明人： J·D·马尔特森 -专利权人：西门子公司
申请日： 2008-06-18 - 公布日： 2010-03-31 - 主分类号： F01D11/10 文献下载
摘要：至少一个超声速喷嘴(39)位于壁部(27)中，并连接到冷却流体供应器(3)。超声速喷嘴(39)被定位成朝覆环(25)提供超声速冷却流体流(46)。此外，至少一个超声速喷嘴(39)朝向周向并且相对于径向是呈角度的，以这样的取向使得超声速冷却流体流(46)具有平行于覆环(25)运动方向(48)的流动分量。
涡轮装置冷却位于叶片尖端方法

[发明专利]一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置-CN201911113211.5在审
发明人：张军强;易家宁;李扬;鲁文博;王争取;马莹;刘帅;刘博宇;王晨 -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： 2019-11-14 - 公布日： 2020-01-17 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：一种暂冲式高速风洞低超声速流场试验方法及其喷管装置属于风洞试验技术领域；现有技术无法实现理想的低超声速流场和满足试验需求；本方法利用新设计的M1.3、M1.35和M1.4喷管装置结合开孔壁试验段在暂冲式风洞建立了低超声速流场；采用马赫数控制方法获得了理想的流场控制质量；通过不同扩开角时试验段轴向马赫数分布分析，确定在低超声速时试验段扩开角越小流场的均匀性越好，并选定扩开角0°作为洞体条件；利用所述喷管装置结合开孔壁试验段，采用试验段扩开角和流场控制方式，得到满足国军标要求的合格流场；实现了理想的低超声速流场和满足试验需求；本装置通过采用M1.3、M1.35和M1.4的喷管气动型面为实现理想的低超声速流场和满足试验需求提供了硬件基础
超声速流场试验段扩开流场喷管装置试验马赫数冲式开孔喷管分布分析风洞试验高速风洞控制方式气动型面硬件基础超声速均匀性新设计风洞洞体国军轴向

[发明专利]跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置-CN202111520865.7在审
发明人：郑冠男;黄杰;李齐;黄程德;杨国伟;聂雪媛;赵奥博;吕召阳;严炳蜚;金贻秋 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-12-13 - 公布日： 2022-03-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种跨超声速大迎角配平翼的抖振响应获取方法及相关装置，所述方法包括：获取跨超声速大迎角配平翼的初始条件参数和边界条件参数；根据所述初始条件参数和边界条件参数，确定跨超声速大迎角配平翼的流场网格点的非定常气动载荷；将流场网格点的非定常气动载荷传递至结构网格点，以得到第一传递后的参数；根据跨超声速大迎角配平翼的结构动力学方程和所述第一传递后的参数，确定跨超声速大迎角配平翼的结构网格点的位移信息；将所述结构网格点的位移信息传递至所述流场网格点，以得到第二传递后的参数；根据所述第二传递后的参数对流体网格进行调整，以得到调整后的流体网格，根据所述调整后的流场网格按照时间推进重复上述过程，以确定跨超声速大迎角配平翼的抖振响应。
超声速大迎角配平翼响应获取方法相关装置

[发明专利]用于超声速燃烧冲压发动机试验台的消声装置-CN201310688019.5有效
发明人：程迪;孟令瑾;范学军 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2013-12-16 - 公布日： 2014-04-23 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明公开一种用于超声速燃烧冲压发动机试验台的消声装置，其包括依次直线连接在一起的消声器系统、冷却水喷注系统和风机排气系统，所述三个系统均具有引射通道，且其引射通道同轴，消声器系统设置在靠近超声速燃烧冲压发动机燃烧室尾端的正后方，以抑制超声速燃烧冲压发动机燃烧室尾端射流产生的噪音，冷却水喷注系统用于冷却经过其引射通道的射流并降低射流流速，风机排气系统为超声速燃烧冲压发动机燃烧室的尾端射流提供引射并进行排气。本发明解决了消声器在极高温极高速射流中的生存问题，并能够为超声速燃烧冲压发动机燃烧室的尾端射流提供引射并排气，具有使用寿命长、工作稳定、并能较好地消除超声速冲压发动机试验台的射流噪声的优点。
用于超声速燃烧冲压发动机试验台消声装置

[发明专利]引射驱动的闭环回流的暂冲式超声速风洞流场控制方法-CN201810539925.1有效
发明人：熊波;徐来武;阎成;陈海峰;秦建华;丁寿和;顾海涛;庞旭东;蒋明华;杨轶成;祖孝勇;唐亮 -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： 2018-05-30 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： G05D16/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种引射驱动的闭环回流的暂冲式超声速风洞流场控制方法，其通过扩散段后的引射器作为风洞流场的主驱动，在回流调节阀、辅助进气调压阀、排气节流阀的配合下，建立稳定的超声速流场，其中在引射器调压阀和辅助进气调压阀共同作用下实现稳定段总压的精确控制，在此基础上，在喷管型面和扩散段型面的配合下可在暂冲式超声速风洞中实现同一个运行总压下建立稳定的不同M数的超声速流场。本发明可在闭环回流的暂冲式超声速风洞中实现负压运行工况的模拟，有效拓宽了风洞的运行包线和模拟范围。同时可以显著降低传统暂冲式风洞高M数时建立超声速流场所需稳定段的总压，有利于降低模型的气动载荷。
驱动闭环回流暂冲式超声速风洞控制方法

[发明专利]液化、净化天然气的装置-CN201210295823.2无效
发明人：邢小月;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-08-20 - 公布日： 2013-01-09 - 主分类号： C10L3/10 文献下载
摘要：一种液化、净化天然气的装置，包括依次连通的脱水器、换热器、第一气液分离器、超声速冷凝器和膨胀制冷设备，膨胀制冷设备的输出端与换热器的输入端连通；超声速冷凝器包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上开设有至少一个分离出口本发明以超声速冷凝器为核心设备对天然气进行液化、净化，简化了天然气液化、净化的工艺流程，且占地面积小、投资少。
液化净化天然气装置

[实用新型]液化、净化天然气的装置-CN201220412092.0有效
发明人：邢小月;杜岳 -专利权人：深圳市力科气动科技有限公司
申请日： 2012-08-20 - 公布日： 2013-04-10 - 主分类号： C10L3/10 文献下载
摘要：一种液化、净化天然气的装置，包括依次连通的脱水器、换热器、第一气液分离器、超声速冷凝器和膨胀制冷设备，膨胀制冷设备的输出端与换热器的输入端连通；超声速冷凝器包括从左至右依次同轴连通的收缩管、超声速冷凝管和扩压管，收缩管的横截面从左至右逐渐变小并向中间收缩成一个窄喉，超声速冷凝管由窄喉从左至右延伸且横截面逐渐变大，扩压管的横截面从左至右逐渐变大，收缩管内设有一旋转机构，扩压管内设有一导流片，超声速冷凝管上开设有至少一个分离出口本实用新型以超声速冷凝器为核心设备对天然气进行液化、净化，简化了天然气液化、净化的工艺流程，且占地面积小、投资少。
液化净化天然气装置

[发明专利]超声速旋流天然气分离器的超声速喷管-CN200810157472.2无效
发明人：曹学文;杜永军;陈丽 -专利权人：曹学文
申请日： 2008-10-11 - 公布日： 2009-03-18 - 主分类号： F25J3/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于超声速旋流天然气分离器的超声速喷管，是该分离器的关键部件，由收缩管段、扩张管段和整流管段组成。收缩管段型面曲线为高阶多项式，天然气气流在此膨胀加速，达到声速，形成平直声速流。该超声速喷管出入口处型面曲线变化平缓，曲率变化小，对上下游流体流动的影响微弱，出入口效应不明显；扩张管段入口过渡平滑，对流体的扰动小；扩张管段型面曲线变化平缓，气流膨胀速率小，流速均匀性好，利于液滴凝结核生长成较大的粒径该超声速喷管不仅使气流均匀加速，改善流场的均匀性、稳定性，降低湍流度，使出口气流具有较好的气流品质，而且能形成较大粒径的液滴，提高超声速旋流分离器的分离效率。
超声速天然气分离器喷管

[发明专利]高超声速飞行器牵带式帽罩抛弃方案-CN201410201820.7有效
发明人：袁化成;刘君;华正旭;陈文芳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2014-05-13 - 公布日： 2017-01-04 - 主分类号： B64D1/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器“牵带式”帽罩抛弃方案，属于高超声速飞行器气动设计领域。本发明高超声速飞行器“牵带式”帽罩抛弃方案能够迅速将帽罩从高超声速飞行器剥离，使得气体顺利进入飞行器内部。
高超声速飞行器牵带式帽罩抛弃方案

[发明专利]高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置-CN201210380586.X有效
发明人：吴大方;潘兵;刘华;杨嘉陵;高镇同 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-10-09 - 公布日： 2013-01-16 - 主分类号： G01N25/20 文献下载
摘要：高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，包括硅钼加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器与计算机。本发明能够在进行高超声速飞行器材料辐射加热试验研究时，实现有氧环境下的高马赫数飞行器单侧面飞行热环境，测量高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。
高超声速飞行器材料 1800 有氧环境侧面高温试验装置

[发明专利]一种高超声速超燃发动机的燃料喷射装置-CN202210201571.6有效
发明人：邓小兵 -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： 2022-03-03 - 公布日： 2022-06-07 - 主分类号： F02C7/22 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速超燃发动机的燃料喷射装置，所述燃料喷射装置包括：引爆装置；喷射通道；设置在所述喷射通道中的燃料‑炸药弹丸；所述引爆装置用于引爆燃料‑炸药弹丸使燃料在超燃发动机内部气流中形成燃料‑空气混合的气溶胶本发明采用微型爆炸实现燃料喷射到超燃发动机内部超声速气流之中与空气形成燃料‑空气混合的气溶胶，能够在毫秒级时间尺度内实现超声速燃烧所要求的迅速、高效的燃料‑空气混合，克服了现有技术的困难，能够满足高超声速燃烧的需求
一种高超声速发动机燃料喷射装置

[实用新型]高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置-CN201220515998.5有效
发明人：吴大方;朱林;周岸峰;俞立平;王岳武;牟朦 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2012-10-09 - 公布日： 2013-04-10 - 主分类号： G01N25/20 文献下载
摘要：高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，包括硅钼加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器与计算机。本实用新型能够在进行高超声速飞行器材料辐射加热试验研究时，实现有氧环境下的高马赫数飞行器单侧面飞行热环境，测量高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。
高超声速飞行器材料 1800 有氧环境侧面高温试验装置

[发明专利]一种带移轴旋成式超声速直连模拟器型线设计方法-CN202211036464.9在审
发明人：高亮杰;王璐;钱战森;孟凡民;刘中臣;辛亚楠 -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： 2022-08-29 - 公布日： 2022-11-04 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：一种带移轴旋成式超声速直连模拟器型线设计方法，属于空气动力学试验领域。本发明包括步骤1.根据移轴距离几何条件限制，利用改进的跨声速流动和轴向特征点求解方法，获得直连模拟器喉道初值线和超声速发展型线；步骤2.根据入口条件、喉道面积及收缩段曲线参数选取确定收缩段型线；步骤3.根据模拟器出口截面形状要求，结合步骤2获得的收缩段和步骤1获得的超声速发展型线，通过旋成方式获得进口形状。本发明的超声速直连模拟器没有复杂的作动控制机构，靠气动原理实现，结构简单、可靠。
一种带移轴旋成式超声速模拟器设计方法