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[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]一种埋入式进气道及飞行器-CN202011316781.7在审
发明人：万丽颖;安平;卢杰;任志文;赵胜海;王春利;陈尊敬;杨佳壁;万志明;肖毅;周俊伟;赵政衡;王天绥;高骏冬;万俊丹;倪金付 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2020-11-20 - 公布日： 2021-02-05 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明属于飞行器设计领域，涉及一种埋入式进气道。针对当前埋入式进气道受侧棱漩涡影响，进气道性能差的问题，本发明提出一种主流加侧棱旋流两通道的埋入式进气道，用于改善埋入式进气道的性能以及使用埋入式进气道的飞行器的性能。
一种埋入式进气道飞行器

[发明专利]一种利用来流冲压的埋入式进气道的飞行器-CN201610384658.6在审
发明人：王春利;卢杰;赵胜海;万志明;戴佳;任志文;肖毅;万俊丹;赵政衡;阙胜才;陈尊敬;万丽颖 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2016-06-02 - 公布日： 2016-08-31 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用来流冲压的埋入式进气道的飞行器，它包括机体、第一道机体外形控制线、第二道机体外形控制线、第三道机体外形控制线、埋入式进气道、进气道进口、进气道通道和进气道出口，机体的气动外形从前到后由第一道机体外形控制线、第二道机体外形控制线、第三道机体外形控制线平缓过渡逐渐下凹，机体上设置埋入式进气道，埋入式进气道具有进气道进口和进气道出口，进气道进口和进气道出口之间形成进气道通道，进气道进口的形状为三角形，三角形的顶处于第一道机体外形控制线附近本发明的飞行器机体表面与进气道一体化设计，利用来流冲压的埋入式进气道，使得埋入式进气道的进气具有冲压效应。这样可以显著提高埋入式进气道的总压恢复系数，有效降低畸变指数，具有良好的工程应用价值。
一种利用冲压埋入式进气道飞行器

[发明专利]一种飞行器S弯和埋入式组合进气道-CN201510614112.0在审
发明人：卢杰;艾清;赵政衡;袁飞马;赵胜海;尹志龙;戴佳;万志明;任志文;王春利 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2015-12-09 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明的目的在于提供一种飞行器S弯和埋入式组合进气道。该组合进气道包括作动装置、密封垫片、进气道抛放段、可折断连接装置、埋入式进气道、发动机和飞行器机体。进气道抛放段通过作动装置及可折断连接装置固定在飞行器机体外部，并通过进气道抛放段法兰上的密封垫片与埋入式进气道密封对接组合成S弯进气道。飞行器在进气道小流量起动阶段及巡航阶段，飞行器由进气道抛放段和埋入式进气道组合成的S弯进气道为发动机供气；飞行器在突防阶段，抛弃进气道抛放段，发动机由埋入式进气道供气。本发明结构简单，使用方便，具有进气道小流量起动阶段可靠性好，巡航阶段总压恢复系数高，突防阶段隐身能力好、战场生存能力高的特点。
一种飞行器埋入组合进气道

[发明专利]一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道-CN201811205713.6有效
发明人：刘卓;胡志东;马经忠;曾平君;王少龙;李广;胡杨;肖毅 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2022-03-15 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道，包括进气道基体，所述进气道基体设置在飞机机头背部，所述进气道基体由进气道进口、进气道管道及进气道出口组成，进气道管道经进气道进口后逐渐弯曲反向过渡至进气道出口，最终形成C形管道；为提高进气道进气效率，降低进气道出口畸变，在进气道进口设置有进气道隔道，以消除部分附面层气流；本发明采用背负式C形拉进式收敛形式的进气道，性能较高，典型飞行状态下进气道出口总压恢复系数可达0.99，出口流场品质较好，可提供发动机工作所需的稳定流场，进而保证发动机正常稳定地工作，且很好地降低进气道对飞机总体布局的影响。
一种发动机功率输出拉进布局飞机进气道

[发明专利]一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法-CN201910325410.6有效
发明人：丁峰;张文浩;柳军;刘珍;陈韶华;王晓燕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-04-22 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；生成前体前缘型线点以及进气道唇口型线点，进而设计内转式进气道上壁面和下壁面；同时由前体前缘型线点设计内转式进气道外壁面；由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面，进而得到内转式乘波前体进气道一体化构型，所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法有效扩大捕获面积，增加流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，有效提高飞行器进气道的性能。
一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法

[发明专利]一种嵌入式涡轮增压进气道-CN201410421950.1有效
发明人：赵成泽;时圣波;张柯;李奥;宋一凡;王若冰;王一凡;戴存喜 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2014-08-25 - 公布日： 2014-12-10 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种嵌入式涡轮增压进气道，包括进气道前段、涡轮发动机、进气道连接环、进气道后段，进气道采用具有嵌入式涡轮增压方式的S型进气道，涡轮发动机固定安装在进气道前段与进气道后段连接部位，进气道连接环与涡轮发动机外侧耳片固连，进气道连接环与进气道前段和进气道后段固定连接，进气道连接环对应进气口截面横向距离为进气道长度的44％。进气道内采用嵌入式涡轮发动机，可以很大程度的减小空气的冲击；进气道可使单一驱动飞行器达到较高的速域，实现TBCC驱动的高超声速飞行器在动力转换上的平稳的无缝对接。
一种嵌入式涡轮增压进气道

[发明专利]基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道及设计方法-CN201410315774.3有效
发明人：谢文忠;张东方;马广甫;葛严;林宇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2014-07-03 - 公布日： 2014-10-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：一种基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道及设计方法，属飞行器气动设计领域。该平面埋入式进气道由埋入式进气道和埋入式隔道组成；埋入式隔道的进口位于埋入式进气道进气口前沿，埋入式隔道由进口前沿通向弹身两侧且关于弹身中心纵剖面左右对称，埋入式隔道由导流段和左、右两个内通道段组成。本发明利用在埋入式进气道稍上游位置开设有埋入式隔道，气流流经该埋入式隔道时，自飞行器前体发展而来的边界层低能流绝大部分被埋入式隔道导向弹身两侧，从而减少了进入埋入式进气道气流中低能流所占的比例，提高了埋入式进气道的进气品质，使得平面埋入式进气道的气动性能得到大幅提升。
基于埋入式隔道布局平面式进气道设计方法

[发明专利]一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法-CN202110382729.X有效
发明人：李志平;潘天宇;逯雨江;李绍斌 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-04-09 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本公开提供一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法，能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度；造型方法包括：根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；基于主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积；基于主进气道喉道截面超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取喉道截面形状和尺寸参数；基于主进气道长度、辅进气道长度，以及辅进气道中心线偏转角获取辅进气道的起始点位置；基于主进气道的喉道面积、主进气道喉道截面形状和尺寸参数、辅进气道的喉道尺寸参数、辅进气道的起始点位置、以及主进气道和辅进气道的内通道造型，扫掠获取抽吸式进气道造型。
一种分离边界层抽吸式进气道及其造型方法

[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]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]一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法-CN202110382746.3有效
发明人：李志平;潘天宇;逯雨江;李绍斌 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2021-04-09 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本公开提供一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法，能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度；造型方法包括：根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；基于主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积；基于主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取主进气道喉道截面形状和尺寸参数；基于半椭圆造型，获取用于连接主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型；基于机身边界层高度和主进气道喉道的宽度，获取辅进气道喉道尺寸参数；基于辅进气道的流量，获取辅进气道的A I P截面直径；获取辅进气道偏距；扫掠获取分层式进气道造型。
一种分离边界层分层式进气道及其造型方法

[发明专利]考虑背负式进气道影响的飞翼布局飞机翼型设计方法-CN202310273461.5在审
发明人：赵欢;张伟;高正红;夏露;赵轲 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-03-20 - 公布日： 2023-07-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型设计方法，针对背负式进气道内流场品质不佳造成飞行器进气道性能损失的问题，该方法解决了传统设计方法中未考虑进气道前部外形对内外流场耦合影响的问题，对飞翼布局内外流一体化进行了二维处理，建立考虑背负式进气道影响的二维翼型设计模型，通过高效的数值优化设计，得到考虑背负式进气道影响的飞翼布局翼型。通过CFD方法分析，该方法设计的翼型气动性能优于传统翼型，进气道内部流场基本消除分离，进气道内流场品质大大提升，翼型升阻特性显著提高。
考虑背负式进气道影响布局飞机设计方法

[发明专利]一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道-CN202010921767.3在审
发明人：闫盼盼;刘方良;孙超;朱宇;李虹杨 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
申请日： 2020-09-04 - 公布日： 2020-12-04 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本申请属于飞机进气道设计领域，特别涉及一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道。所述进气道包括：唇口和内管道。所述唇口呈不规则五边形，包括前缘(101)、左侧棱(102)、右侧棱(103)、左后棱(104)以及右后棱(105)；所述内管道包括进气道进口段(1)以及进气道主段(2)。本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，通过设计新型口面形式，大幅削弱了进气道唇口侧棱卷起的对涡结构，避免了对涡吸入进气道后导致流场过大的畸变及总压损失，从而提升了进气道性能。同时为了解决进气困难问题，通过精心设计的内管道的形状，最大限度的减小了进气道内管道逆压梯度，从而削弱了进气道内部分离，同时缓解了静压式进气道进气困难的问题。
一种适用于飞布局飞机低速静压式进气道

[发明专利]一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道-CN201410179177.2有效
发明人：谭慧俊;孙姝;张启帆;杜沫辰;李光胜 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2014-04-29 - 公布日： 2014-07-23 - 主分类号： B64D33/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种内部融合辅助进气道的高性能亚声速进气道，包括主进气道及辅助进气道。主进气道可以选择S弯型进气道或者埋入式进气道，S弯型进气道的进口底边与机身表面贴合，埋入式进气道的进口与机身表面完全融合。辅助进气道内通道连通飞行器环控系统或机舱引气管道，并且辅助进气道融合布置在主进气道的内部通道内。本发明可取消机体上独立布置的辅助进气道以及边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并提升其雷达隐身性能。同时，通过内通道中多组微型涡流发生器和辅助进气口的相互配合，本发明还可将主进气道中的低能气流集中供给辅助进气道使用，从而显著改善主进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。
一种内部融合辅助进气道性能声速

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