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[发明专利]一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法-CN202210644177.X有效
发明人：王彬文;姚港;秦强;丛琳华 -专利权人：中国飞机强度研究所
申请日： 2022-06-09 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏设计方法，该方法包括以下步骤：一、高超声速飞行器结构热强度试验的搭建；二、坐标建立；三、矩体试验件辐射总热流的获取；四、热反射屏的参数设计优化。本发明方法步骤，设计合理，实现高超声速飞行器结构热强度试验中热反射屏结构参数的设计优化，改善了高超声速飞行器结构试验件表面所受热流场均匀性，以使高超声速飞行器结构试验件表面温度场均匀，从而增加了后续高超声速飞行器结构热强度试验的准确度
一种高超声速飞行器结构强度试验反射设计方法

[发明专利]一种超声速混合层控制方法-CN201810198773.3有效
发明人：王鹏;沈赤兵;罗振兵;周岩;方昕昕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-03-12 - 公布日： 2020-06-02 - 主分类号： B01F11/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种超声速混合层主动控制方法。通过利用射流对超声速混合层施加扰动，并利用射流诱导产生的激波对超声速混合层继续施加扰动，实现了对超声速混合层的主动控制。与现有技术相比，该方法能够解决传统超声速混合层控制方法工作频率低、能量密度低、需要额外气源且掺混效率不高的问题。
一种超声速混合控制方法

[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]一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型-CN201910158141.9有效
发明人：白俊强;李立;屈峰;马世伟;张煜;杨一雄 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2019-03-03 - 公布日： 2022-03-29 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供的适用于超声速靶机兼顾多速域性能的新概念翼型，翼型前缘半径为0.13％C，最大厚度为5％C，最大厚度位置25.8％C，最大弯度1.26％C，最大弯度位置24.9％C，后缘厚度0.17％C。本发明的特点是：首先，其在超声速状态时，在保证升阻比的前提下提升了可使用升力系数，可有效增强超声速靶机的超声速机动特性；其次，其在跨声速状态下，升阻比特性和可使用升力系数均得到了一定改善，能够提升超声速靶机在跨声速状态巡航时的升阻特性和机动动作时的过载性能；此外，其在低速状态下的可使用最大升力系数、失速性能和升阻比也都得到了提升，从而满足超声速靶机在起降阶段的性能需要。
一种适用于超声速靶机兼顾多速域性能新概念

[发明专利]高超声速湍流中各向异性功率谱和波结构函数特性的仿真方法-CN201710342571.7有效
发明人：李江挺;宫腾;郭立新;杨少飞;程明建 -专利权人：西安电子科技大学
申请日： 2017-05-16 - 公布日： 2017-10-17 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速湍流中各向异性功率谱和波结构函数特性的仿真方法，主要解决现有技术不能得出高超声速湍流折射率起伏各向异性功率谱，从而无法进行电波传播的仿真。根据高超声速湍流混合层实验图像傅里叶变换得到折射率空间变化功率谱密度数据；修正von Karman功率谱，使其更好的吻合高超声速湍流的功率谱密度数据；再此基础上引入各向异性参数ξx和ξy，建立高超声速湍流各向异性功率谱模型；最后利用随机介质中的波传播理论仿真计算了高超声速湍流中电磁波束的波结构函数和空间相干半径随折射率起伏方差、外尺度和各向异性参数的变化特性。本发明弥补了高超声速湍流中折射率起伏功率谱的空缺，使随机介质中的波传播理论不再局限于大气湍流的研究领域，可用来研究高超声速湍流中的电磁波传播特性。
高超声速湍流各向异性功率结构函数特性仿真方法

[发明专利]基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法-CN201811153157.2在审
发明人：罗振兵;周岩;夏智勋;王林;邓雄;刘强 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-09-30 - 公布日： 2019-01-22 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器侧翼上游安装等离子体合成射流激励器；在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波脚抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。本发明在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下有效降低高超声速飞行器阻力。
高超声速飞行器侧翼激波等离子体合成射流激励器高速气体射流翼斜激波减阻前缘射流弱化合成飞行器外形动力系统飞行过程高超声速角度减小强度减弱射流干扰受热膨胀体内气体大尺度高温区激励器外表壁涡结构助推器放电喷出抬高体内上游自由

[发明专利]一种高超声速飞行器机动状态识别方法-CN202210258412.X在审
发明人：张君彪;熊家军;兰旭辉;沈延安;陈新 -专利权人：中国人民解放军空军预警学院
申请日： 2022-03-16 - 公布日： 2022-06-24 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器机动状态识别技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器机动状态识别方法。高超声速飞行器机动建模；对高超声速飞行器机动类别进行划分，构造特征参数集，在不同初始变量条件下，生成轨迹库，并将轨迹库中包含的特征识别参数信息作为训练数据；建立基于多通道注意力机制卷积长短时记忆网络的高超声速飞行器机动状态识别模型，并对模型进行训练；采集特征识别参数信息，将特征识别参数信息输入至训练好的模型，输出高超声速飞行器机动状态识别结果。解决了临近空间高超声速飞行器飞行速度快、机动状态转换所需的空间范围广、特征提取困难，常规机动状态识别方法难以直接应用于高超声速飞行器并高精度识别其机动状态的问题。
一种高超声速飞行器机动状态识别方法

[发明专利]高超声速风洞的温度场预测方法、电子设备及存储介质-CN202211614566.4在审
发明人：李强;钱战森;鲍树语;高亮杰;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： 2022-12-13 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： G01M9/00 文献下载
摘要：高超声速风洞的温度场预测方法、电子设备及存储介质，属于风洞测量与控制技术领域。为解决高超声速风洞温度场控制效果不佳的问题。本发明采集高超声速风洞的工况数据，将原始数据样本集合中的输入样本进行相空间重构，得到用于模型训练的输入样本、输出样本，组成样本训练数据集、样本测试数据集，分别使用贝叶斯回归方法、支持向量回归方法、BP神经网络方法建立高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型，将样本训练数据集对建立的三种高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型进行训练，将样本测试数据集对建立的三种高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型进行模型测试，得到最优的高超声速风洞的温度场的出口温度预测模型
高超声速风洞温度场预测方法电子设备存储介质

[发明专利]超声速风洞-CN201310738388.0有效
发明人：赵玉新;赵延辉;梁剑寒;刘卫东 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2013-12-27 - 公布日： 2014-04-09 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种超声速风洞，包括超声速风洞主体，超声速风洞主体包括试验段和设置在试验段下游的使超声速流场自由通过并用于安装光学设备的安装舱；入射光生成装置，用于形成照亮试验段内的流场区域的入射光；光学观测设备，用于观测试验段内的流场区域的超声速流场；光学观测设备安装在试验段外和安装舱内的至少一处。通过在试验段下游设置安装舱，入射光生成装置生成的入射光照射到试验段内，光学观测设备可根据射入试验段内所形成的入射光的位置可选择地安装在试验段外或安装舱内，以便对试验段内的流场区域的超声速流场观测；该系统能够对试验段的超声速流场进行多角度观测及三维成像
超声速风洞

[发明专利]超声速燃烧试验的煤油流量控制装置-CN201310449424.1有效
发明人：李龙;王晶;孟令瑾;王景全;黄鹏;范学军 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2013-09-24 - 公布日： 2014-02-19 - 主分类号： G05D7/06 文献下载
摘要：本发明公开一种超声速燃烧试验的煤油流量控制装置，包括：控制单元、流量计、超声速燃烧室、煤油输运管道、流量调节阀和调节单元，所述流量计实时检测输入至超声速燃烧室的冷却槽道的煤油流量，并将煤油流量信息发送至所述控制单元；所述控制单元根据接收到的煤油流量信息，通过调节单元控制流量调节阀，调节输入至所述超声速燃烧室燃烧的煤油的流量。本发明能够对采用煤油主动冷却的超声速燃烧试验中的冷却煤油的流量的不断变化做出实时的调节，使得长时间的超声速燃烧试验中，煤油的流量始终保持稳定，这样就能够保证超声速燃烧室的整体温度在一个安全范围内，避免发生危险
超声速燃烧试验煤油流量控制装置

[发明专利]高超声速湍流中电磁波传播仿真方法-CN201610056199.9有效
发明人：李江挺;杨少飞;郭立新;孙祥;王志军 -专利权人：西安电子科技大学
申请日： 2016-01-27 - 公布日： 2018-11-16 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速湍流中电磁波传播仿真方法，主要解决现有技术不能得出高超声速湍流折射率起伏功率谱且不能对电磁波经过相位屏后的衍射场和平均衍射强度进行仿真的问题。其实现步骤是：根据高超声速湍流中的分形理论及非kolmogorov功率谱，求解高超声速湍流折射率起伏功率谱，并将其转化为含有折射率起伏方差和外尺度两个参量形式；利用带限分形函数模拟高超声速湍流折射率起伏函数本发明弥补了高超声速湍流折射率起伏功率谱的空缺，使分形相位屏方法不再局限于大气湍流的研究领域，可用来计算高超声速湍流中分形相位屏对电磁波的衍射。
高超声速湍流电磁波传播仿真方法

[发明专利]一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法-CN201710949932.4有效
发明人：乔建忠;谷亚培;郭雷;徐健伟;朱玉凯 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-10-13 - 公布日： 2018-11-16 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法。该方法针对含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导问题，首先，建立含有气动参数不确定性及外部干扰的高超声速飞行器巡航段制导模型；其次，设计干扰观测器对高超声速飞行器受到气动参数不确定性及外部干扰组成的等价干扰进行估计；再次，设计比例导引律，使得高超声速飞行器能够经过指定航路点；最后，将等价干扰估计值通过前馈通道予以抵消，并与比例导引律进行复合，构造出一种基于复合比例导引的高超声速飞行器巡航段制导方法。本发明具有工程实用性强、抗干扰性高等优点，适用于高超声速飞行器巡航段制导。
一种基于复合比例导引高超声速飞行器巡航制导方法

[发明专利]一种高超声速飞行器模型迭代设计方法-CN201710564165.5有效
发明人：刘燕斌;李昱辉;陈柏屹;沈海东;金飞腾 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2017-07-12 - 公布日： 2019-09-20 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速飞行器模型迭代设计方法，包括如下步骤：通过几何设计方法构建高超声速飞行器参数化模型；通过灵敏度方法提取高超声速飞行器关键的模型参数，简化参数化模型，得到高超声速飞行器面向迭代设计的代理模型；应用鸽群优化算法对高超声速飞行器的模型参数进行优化，获得不同飞行条件下模型的平衡状态；确定高超声速飞行器期望的性能指标，对模型的平衡状态进行迭代，获得飞行器最优的设计模型。本发明在复杂的飞行条件下，依据期望性能指标，采用鸽群优化算法获得最优的模型参数，快速地得到满足期望性能指标的最优模型参数，且能覆盖至所有飞行包线，为高超声速飞行器设计提供了好的模型优化工具。
一种高超声速飞行器模型设计方法

[发明专利]高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统-CN202011522906.1有效
发明人：宋佳;孙明明;赵凯 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2020-12-22 - 公布日： 2021-03-09 - 主分类号： G05D1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速飞行器再入滑翔段轨迹规划方法和系统，应用于处于滑翔段的高超声速飞行器，包括：建立高超声速飞行器所在的目标坐标系；目标坐标系包括：速度坐标系，航迹坐标系和机体坐标系；基于目标坐标系，建立高超声速飞行器的运动学模型和动力学模型；基于运动学模型和动力学模型，构建高超声速飞行器所在滑翔段的人工势场和再入走廊；人工势场包括：引力势场和斥力势场；基于人工势场计算得到高超声速飞行器所受虚拟力，并基于虚拟力和再入走廊确定高超声速飞行器的滑翔轨迹。
高超声速飞行器再入滑翔轨迹规划方法系统

[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
一种基于电子束荧光高超声速密度风洞显示方法