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龙图腾网获悉中国科学院力学研究所申请的专利一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验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：CN120404038B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-04-14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：202510654782.9，技术领域涉及：G01M9/00；该发明授权一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验方法是由苑朝凯;韩桂来设计研发完成，并于2025-05-21向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验方法在说明书摘要公布了：本发明提供了一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验方法，其主要包括以下步骤：1获取斜爆轰实验模型燃烧室的入口参数；2确定实验风洞流场模拟能力；3计算等效燃烧室入口参数，确定等效实验方案。本发明可以利用低马赫数风洞模拟高马赫数状态下斜爆轰发动机燃烧室入口参数，从而为开展斜爆轰发动机燃烧和推力性能风洞实验扩宽实验条件，促进斜爆轰发动机的工程化研制。

本发明授权一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验方法在权利要求书中公布了：1.一种高超声速斜爆轰发动机等效状态风洞实验方法，其特征在于，包括以下步骤： 1获取斜爆轰实验模型燃烧室的入口参数；具体过程为： 1.1明确斜爆轰发动机风洞实验任务，根据实验任务要求确定斜爆轰实验模型的飞行马赫数、飞行状态高空静温、静压和进气道各级压缩角； 1.2利用斜激波波后参数计算方法计算得到飞行状态燃烧室入口马赫数、飞行状态燃烧室入口静温和飞行状态燃烧室入口静压； 2确定实验风洞流场模拟能力；具体包括以下步骤： 2.1确定风洞喷管马赫数的变化范围; 2.2确定风洞流场总温T0、总压P0的变化范围； 3计算等效燃烧室入口参数，确定等效实验方案；具体过程为： 3.1确定等效状态与飞行状态静温、静压、马赫数允许差异百分值T%、P%和Ma%，给定等效进气道各级压缩角设置； 3.2给定流场总温、总压、马赫数； 3.3根据等熵膨胀关系计算喷管出口自由流场静温、静压； 3.4根据给定的进气道第一级压缩角和计算得到的喷管出口自由流场静温、静压，利用斜激波后参数计算方法计算进气道第一级压缩后流场参数； 3.5重复步骤3.4完成各级进气道压缩后的参数计算，获得斜爆轰发动机燃烧室入口等效参数：等效状态燃烧室入口静温、等效状态燃烧室入口静压和等效状态燃烧室入口马赫数； 3.6计算等效状态与飞行状态下的燃烧室入口的静温、静压、马赫数的差异是否满足以下三个条件： ； ； ； 3.7若满足上述步骤3.6中的三条件则停止计算，否则，改变喷管出口自由流场的总温、总压和马赫数，重复上述步骤3.2-3.6，完成所有实验风洞流场模拟能力条件下的计算。

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