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公开(公告)号：CN109581315B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201811547299.7
申请日：2018-12-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G01S7/41
摘要： 本发明涉及雷达隐身性能评估技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器雷达隐身性能评估方法。本发明方法对于飞行器雷达散射截面面积为σRCS，通过雷达方程求解静止状态地面站雷达接收到飞行器回波信号的信噪比SNRRCS，计算静止状态的雷达探测概率Pd。假定运动状态地面雷达接收到飞行器回波信号的信噪比为SNRSCS，计算运动状态的雷达探测概率P′d及击落概率P′h，求解P′d·P′h＝Pd对应的信噪比为SNRSCS，进一步计算信噪比SNRSCS对应的隐身散射截面面积σSCS，通过隐身散射截面面积σSCS的大小来评估飞行器雷达隐身性能的优劣。该评估方法弥补了现有飞行器隐身性能未考虑速度对隐身性能的影响，将有助于总体专业进行飞行器性能评估与设计。
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公开(公告)号：CN109573092B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201811546831.3
申请日：2018-12-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场，并将其作为原始基准流场；应用吻切轴对称理论，将原始基准流场等比例缩放为吻切平面基准流场,在各吻切平面基准流场进行流线追踪生成吻切平面流线，所有吻切平面流线放样构成乘波体下表面，在吻切平面生成上表面自由流线，所有吻切平面上表面自由流线放样构成乘波体上表面，乘波体下表面、乘波体上表面和乘波体底面组成吻切轴对称冯卡门乘波体。本发明解决原始冯卡门乘波体设计方法中原始冯卡门乘波体激波底部型线只能是圆弧的局限。
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公开(公告)号：CN109573093A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811546832.8
申请日：2018-12-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场，并将其作为原始基准流场；应用吻切轴对称理论，生成乘波体三维基准流场。乘波体下表面采用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法进行设计，得到吻切轴对称冯卡门乘波面，乘波体上表面采用在吻切平面中利用低速翼型上型线进行设计，得到融合低速翼型的上表面。本发明解决原始冯卡门乘波体设计方法中乘波体激波底部型线只能是圆弧的局限，同时提高了冯卡门乘波体低速升阻比性能，更有利于该类乘波体应用于宽速域飞行器设计。
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公开(公告)号：CN108629108A
公开(公告)日：2018-10-09
申请号：CN201810400767.1
申请日：2018-04-28
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5095
摘要： 一种机身机翼部件可控的参数化乘波体设计方法，其首先给定流场参数、乘波体相关几何约束和激波出口型线，然后使用三次样条曲线作前缘线水平投影型线并通过设置控制参数将其参数化，再基于给定的出口型线以及前缘线水平投影型线完成吻切面流场的求解，最终直接生成机身机翼部件可控的乘波体。依照本发明所提供的方法所设计的乘波体以给定前缘线水平投影型线为基础并参数化，生成了一种机身机翼部件可控的乘波体，更好地应用于工程实际。
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公开(公告)号：CN108595856A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810400729.6
申请日：2018-04-28
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5095 , G06F2217/06
摘要： 一种“双体”乘波体的参数化设计方法，其首先给定流场参数、乘波体相关几何约束和激波出口型线，然后使用三次样条曲线作前缘线水平投影型线并通过设置控制参数将其参数化，再基于给定的出口型线以及前缘线水平投影型线完成吻切面流场的求解，最终生成生成适用于“双发”情况下进气道一体化设计的乘波体。依照本发明所提供的方法所设计的乘波体以给定前缘线水平投影型线为基础并参数化，生成了一种“双体”乘波体，既适用于“双发”情况下与进气道的一体化设计，又增大了乘波体的容积率。
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公开(公告)号：CN109279044B
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN201811233191.0
申请日：2018-10-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 一种变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法，先给定设计马赫数范围，并设计马赫数沿乘波体展向的变化规律曲线；给定上表面后缘线和激波出口型线，并将激波出口型线离散成若干离散点；给定来流参数及激波角β，求解激波出口型线上各离散点对应的吻切平面以及各吻切平面内的锥形基准流场；求解各吻切平面对应的前缘点、后缘点，进而得到各吻切平面内的流线，将所有前缘点光滑连接组成前缘线，将所有后缘点光滑连接组成下表面后缘线。各吻切平面内的流线放样生成下表面，前缘线和上表面后缘线放样生成上表面，上表面后缘线和下表面后缘线组成底面，得到变马赫数吻切流场乘波体气动外形。本发明所设计的乘波体外形更加适用于进行宽速域飞行。
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公开(公告)号：CN109927917A
公开(公告)日：2019-06-25
申请号：CN201910325410.6
申请日：2019-04-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
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。
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公开(公告)号：CN109279043A
公开(公告)日：2019-01-29
申请号：CN201811233185.5
申请日：2018-10-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种融合低速翼型的冯卡门乘波体设计方法，其乘波体下表面采用基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场进行设计，得到冯卡门乘波面，乘波体上表面采用低速翼型上型线进行设计，得到融合低速翼型的上表面。在相同的亚声速来流条件下，具有融合低速翼型上表面的冯卡门乘波体相较于具有自由流上表面的冯卡门乘波体，前者的上表面负压区压力比后者的更小，与此同时，两者下表面压力基本相同，从而使得前者的上、下表面压力差大于后者的，进而使得前者的“升阻比”比后者的更大，即前者比后者具有更优良的低速升阻比性能。本发明提高了冯卡门乘波体低速升阻比性能，更有利于该类乘波体应用于宽速域飞行器设计。
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公开(公告)号：CN110450963B
公开(公告)日：2020-12-22
申请号：CN201910799830.8
申请日：2019-08-28
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，该设计方法首先生成内转式轴对称基准流场和外压缩基准流场，并在设计条件下生成内转式激波以及外压缩激波，两激波相交生成激波交线，然后设一与基准流场回转轴线垂直的底部投影面，在此投影面上生成激波交线的投影线以及设计乘波体前缘线的投影线，随后生成乘波面、自由流面、内转式进气道以及进气道外整流罩。上述生成的内转式进气道、进气道外整流罩、乘波面和自由流面共同形成高超声速飞行器内外流一体化构型。本发明设计的高超声速内外流一体化构型基本保留了内转式进气道的优良性能和乘波体的高升阻比特性，从流场耦合的角度出发减弱机体与进气道之间的复杂的波系干扰。
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公开(公告)号：CN109279043B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201811233185.5
申请日：2018-10-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种融合低速翼型的冯卡门乘波体设计方法，其乘波体下表面采用基于绕尖头冯卡门曲线回转体基准流场进行设计，得到冯卡门乘波面，乘波体上表面采用低速翼型上型线进行设计，得到融合低速翼型的上表面。在相同的亚声速来流条件下，具有融合低速翼型上表面的冯卡门乘波体相较于具有自由流上表面的冯卡门乘波体，前者的上表面负压区压力比后者的更小，与此同时，两者下表面压力基本相同，从而使得前者的上、下表面压力差大于后者的，进而使得前者的“升阻比”比后者的更大，即前者比后者具有更优良的低速升阻比性能。本发明提高了冯卡门乘波体低速升阻比性能，更有利于该类乘波体应用于宽速域飞行器设计。
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