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公开(公告)号：CN109927917B
公开(公告)日：2020-10-16
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：CN109250144B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201811155643.8
申请日：2018-09-30
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法，其首先给定基准流场参数，给定乘波体前缘线水平投影型线的后掠角沿机体坐标系的z方向变化规律即给定后掠角方程，并求解乘波体前缘线水平投影型线；接着设计并求解激波底部截面型线，求解乘波体前缘线上前缘点，然后由前缘点出发，采用正向流线追踪法生成构成乘波体下表面的流线，最后几何放样生成乘波体。基于上述设计方法，本发明实现了吻切锥乘波体前缘线后掠角及上反角可控的最终目标。
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公开(公告)号：CN108629108B
公开(公告)日：2019-07-16
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
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：CN109598062A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811471837.9
申请日：2018-12-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供一种可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体的设计方法，先给定给定乘波体构型的宽度W，上表面后缘线以及激波出口型线，接着设计轴对称基准流场的回转体母线，然后将激波出口型线离散成若干点，求解每个离散点对应的吻切平面以及每个吻切平面对应的轴对称基准流场。在每个吻切平面内对应的轴对称基准流场中，首先通过自由流线法得到前缘点，然后从前缘点向后进行流线追踪直至后缘点，进而得到每个吻切平面内的流线。最后生成可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体气动构型。本发明拓宽了乘波体的展向设计自由度，使其可以根据乘波体在展向不同位置的性能需求，设计壁面压力分布规律连续变化的轴对称流场作为不同吻切平面内的基准流场。
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公开(公告)号：CN107766673B
公开(公告)日：2018-07-31
申请号：CN201711102724.7
申请日：2017-11-10
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法,首先给定初始乘波体外形,然后对初始乘波体外形中的尖锐前缘进行钝化,包括以下步骤:先将乘波体上表面抬升定高度,接着获取抬升后的乘波体前缘点P的插值条件,给出抬升后的钝化前缘曲线上不同横向站位处的钝化半径,设置抬升后的乘波体前缘点P以及乘波体的上表面沿法向抬升高度h;最后利用3次Bézier曲线构造钝化前缘曲线,然后放样得到钝化前缘曲面。本发明在保证钝化前缘曲线与上、下表面曲线光滑连接的同时,还可以根据热防护需求指定各前缘点处的钝化半径,有效地实现了热防护与气动外形的多学科耦合设计。
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公开(公告)号：CN107766673A
公开(公告)日：2018-03-06
申请号：CN201711102724.7
申请日：2017-11-10
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： G06F17/5009 , G06F17/5095
摘要： 一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法，首先给定初始乘波体外形，然后对初始乘波体外形中的尖锐前缘进行钝化，包括以下步骤：先将乘波体上表面抬升一定高度，接着获取抬升后的乘波体前缘点P2的插值条件，给出抬升后的钝化前缘曲线上不同横向站位处的钝化半径，设置抬升后的乘波体前缘点P2以及乘波体的上表面沿法向抬升高度h；最后利用3次Bézier曲线构造钝化前缘曲线，然后放样得到钝化前缘曲面。本发明在保证钝化前缘曲线与上、下表面曲线光滑连接的同时，还可以根据热防护需求指定各前缘点处的钝化半径，有效地实现了热防护与气动外形的多学科耦合设计。
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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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