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龙图腾网获悉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的专利高速飞行器前向喷流风洞试验装置及其设计方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN121580551B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-03-27发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202610110065.4，技术领域涉及：G06F30/17；该发明授权高速飞行器前向喷流风洞试验装置及其设计方法是由解福田;邹东阳;高祥天;林敬周;邱华诚;崔炜栋设计研发完成，并于2026-01-27向国家知识产权局提交的专利申请。

本高速飞行器前向喷流风洞试验装置及其设计方法在说明书摘要公布了：本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种高速飞行器前向喷流风洞试验装置及其设计方法。试验装置的喷流试验模型内设置推力天平及喷流装置和环式天平装置，喷流试验模型外连接供气管路及支撑装置。设计方法包括选择模拟参数；进行喷流动量相似模拟；设计喷流试验模型；确定喷流试验模型支撑方式；设计喷流装置；设计喷流推力天平；进行地面喷流调试；进行风洞试验验证。试验装置及其设计方法实现了喷流推力直接测量和喷流试验模型气动特性直接测量，在不增大模型内部空间的情况下实现了喷流推力的直接测量，在获取模型轴向力的同时能够精确获知喷流推力，进而获取喷流对模型阻力的整体影响规律，具有工程实用价值。

本发明授权高速飞行器前向喷流风洞试验装置及其设计方法在权利要求书中公布了：1.高速飞行器前向喷流风洞试验装置的设计方法，其特征在于，所述的设计方法包括以下步骤： S10.选择模拟参数； 喷流试验采用的喷流介质为干燥的压缩空气；根据皮恩德佐拉N.Pindzola对喷流结构及喷流结构特性的理论分析和试验研究结果，在喷流试验模型3与飞行器几何相似的条件下，喷流试验选择的模拟参数包括：来流马赫数、喷流动量比、喷流总压比、喷流出口马赫数、比热比；其中，喷流动量比、喷流总压比反映了喷流的直接效应、引射效应和体积效应；根据任务要求和风洞试验能力，模拟喷流总压比和喷流出口马赫数，同时，喷流喷管出口尺寸、喉道尺寸和扩张段半锥角均按照真实喷管进行几何缩比得到； S20.进行喷流动量相似模拟； 根据皮恩德佐拉N.Pindzola理论，进行喷流动量相似模拟，必须满足： ； 其中，下标fs表示真实飞行条件，下标m表示试验条件；Pj表示喷流出口静压，γj示喷流出口比热比，Mj表示喷流出口马赫数，Aj表示喷流出口面积；P∞表示风洞来流静压，r∞表示风洞来流比热比，M∞表示风洞来流马赫数，S表示模型参考面积； 在模拟喷流出口马赫数、喷流出口比热比、喷流总压比和喷流动量比的条件下，式1简化为： ； 在喷流试验模型3几何相似的条件下，式2成立满足： ； 由式3可知，要实现喷流动量相似模拟，在设计高速飞行器前向喷流风洞试验装置时，根据式3设计喷流喷管出口压力，达成了在模拟内外流马赫数、喷流出口比热比基础上，同时模拟喷流总压比、喷流静压比和喷流动量比的目的； S30.设计喷流试验模型3； 喷流试验模型3采用前后分段设计，前段为合金钢材质，后段为超硬铝材质；推力天平采用F141高强度合金钢加工； S40.确定喷流试验模型3支撑方式； 喷流试验模型3采用尾支撑方式，通过尾支杆101安装在风洞的攻角机构上，试验过程中通过风洞的攻角机构实现喷流试验模型3攻角的连续变化； S50.设计喷流装置； 喷流装置位于喷流试验模型3前段内腔，喷流装置采用压缩空气作为喷流介质；喷流喷管采用拉瓦尔冷喷管，通过调节喷流喷管驻室的喷流压力实现喷流动量相似模拟； 压缩空气经供气管路进入尾支杆101的通气孔，再经喷流推力天平进入喷流喷管驻室，最后经喷流喷管收缩扩张段喷出；控制压缩空气在喷流喷管驻室内的流动速度为5ms±0.1ms，使压缩空气进入喷流喷管前保持均匀和稳定；通过改变喷流气源压力和阀门开度调节供气管路流量，控制和调节喷流喷管驻室的喷流压力；喷流喷管的参数由3式计算确定； S60.设计喷流推力天平和模型测力天平； 为准确评估喷流的减阻效果，需要在喷流过程中实时测量喷流推力；喷流推力采用喷流推力天平单独测量，喷流推力天平位于尾支杆101和喷流喷管之间；模型测力天平位于喷流试验模型3后段内腔，测量喷流试验模型3的气动力和气动力矩； S70.进行地面喷流调试； 针对地面喷流调试设计专用的调压装置，通过改变喷流气源压力和阀门开度调节管路流量，控制和调节喷管驻室的喷流压力； 相对于喷流试验模型3，喷流喷管直径较小，由于喷流试验模型3内部空间呈现前小后大的特点，在喷流试验模型3内部相对靠后的供气管路上设置直径较大的喷管驻室，喷管驻室上布置测点测量喷流总压； 地面喷流调试时，根据风洞试验状态调节喷流喷管驻室的喷流压力，使喷流驻室压力和温度达到试验预期值，并给出3~5次喷流总压调试结果的重复性精度； S80.进行风洞试验验证； 根据风洞试验状态，给定风洞来流总压和总温运行风洞，按照调试的喷流总压开启喷流，同时采集环式天平201和推力天平402数据信号，根据环式天平201和推力天平402输入的系数文件和天平参数、模型参数反算喷流试验模型3的气动力和喷流推力，同时输出喷流试验模型3的气动力系数和推力系数； 通过风洞试验验证高速飞行器前向喷流风洞试验装置设计的可靠性，并进行反馈迭代，改进高速飞行器前向喷流风洞试验装置，直至达到设计要求。

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