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公开(公告)号：CN118270243A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410456456.2
申请日：2024-04-16
Applicant: 中南大学
Abstract: 本发明提供了一种后掠角可控的双后掠吻切锥全乘波飞行器设计方法，包括：设计基准流场中心体母线，应用特征线理论求解流场区域和激波型线内各点位置坐标及流动参数；设计飞行器前缘、进气道唇口在水平面投影型线，定义后掠角大小以及飞行器尺寸；设计飞行器激波出口型线，确定各吻切面上激波形状与流场参数，以及与竖直面之间的夹角；求解飞行器三维前缘型线及进气道唇口型线的形状和位置坐标，获得各吻切面与飞行器前缘型线、进气道唇口型线交点的位置坐标；求解各吻切面内的基准流场，利用流线追踪获得吻切面内对应飞行器各部件型面上的流线；将流线平滑连接，获得飞行器的基本构型。本发明在提升设计自由度的基础上保证了飞行器的性能。
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