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公开(公告)号：CN118520586A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410636843.4
申请日：2024-05-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/15
摘要： 本发明涉及一种基于助推‑滑翔‑巡航任务的两级吻切锥乘波体设计方法，包括：获取两级吻切锥乘波体在助推段、滑翔段、巡航段的设计参数；建立生成所述两级吻切锥乘波体的坐标系；基于所述设计参数和所述坐标系进行吸气式乘波体设计和宽速域乘波体设计；以获取的宽速域乘波体为一级，以获取的吸气式乘波体为二级，并采用公用上表面的方式将所述吸气式乘波体和所述宽速域乘波体进行组合，以获取所述两级吻切锥乘波体的两级构型；基于所述两级构型布置第一发动机和第二发动机，以完成所述两级吻切锥乘波体的构建，其中，所述第一发动机设置在所述吸气式乘波体内，所述第二发动机设置在所述宽速域乘波体与所述吸气式乘波体之间。
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公开(公告)号：CN114263533B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111561993.6
申请日：2021-12-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明公开了一种基于次流循环阵列的激波/边界层干扰控制装置及自适应控制方法中，该装置包括位于流场内的壁板；壁板内设有次流通道，次流通道的一端通过排气槽与流场的上游相通，另一端通过若干呈阵列分布的进气槽与流场的下游相通；进气槽上设有开关结构，以控制各进气槽自适应开关。本发明应用于高超声速进气道内流场流动控制技术领域，其进气槽分布范围较大，当来流马赫数变化时或者流场压力产生振荡时，斜激波位置发生变化，但仍然在进气槽阵列范围内，能形成一个有效的次流循环通路以抑制边界层分离，从而实现宽速域高超声速飞行器进气道内流场激波/边界层干扰现象的控制，且本发明是无源被动控制装置，有着结构简单易实现的优点。
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公开(公告)号：CN107672821B
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201710871292.X
申请日：2017-09-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： B64F5/00
摘要： 本发明提出一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，首先给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线，然后进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场，采用某种离散规律，将设计马赫数区间进行离散化，并将其与上表面后缘线上的离散点相匹配，从而可使上表面后缘线上的离散点在不同马赫数下的基准流场内进行流线追踪，以获得下表面后缘线以及前缘线，进而即设计出了具有变马赫数乘波构型的乘波飞行器。其克服了现有宽速域乘波飞行器设计方案中“可重复性”与“可复现性”差的缺点、突破了锥导乘波飞行器的激波面只能是圆锥形的这一局限、满足了飞行速域更宽、空域更广的这一需求，进一步拓展了乘波飞行器的实用性。
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公开(公告)号：CN114263533A
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN202111561993.6
申请日：2021-12-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F02C7/057
摘要： 本发明公开了一种基于次流循环阵列的激波/边界层干扰控制装置及自适应控制方法中，该装置包括位于流场内的壁板；壁板内设有次流通道，次流通道的一端通过排气槽与流场的上游相通，另一端通过若干呈阵列分布的进气槽与流场的下游相通；进气槽上设有开关结构，以控制各进气槽自适应开关。本发明应用于高超声速进气道内流场流动控制技术领域，其进气槽分布范围较大，当来流马赫数变化时或者流场压力产生振荡时，斜激波位置发生变化，但仍然在进气槽阵列范围内，能形成一个有效的次流循环通路以抑制边界层分离，从而实现宽速域高超声速飞行器进气道内流场激波/边界层干扰现象的控制，且本发明是无源被动控制装置，有着结构简单易实现的优点。
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公开(公告)号：CN113673038A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202111030116.6
申请日：2021-09-03
申请人： 中国人民解放军国防科技大学 , 中国人民解放军96755部队
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , B64F5/00 , G06F119/20
摘要： 本发明涉及一种基于反设计壁面点的变马赫数“串联”宽速域乘波飞行器设计方法，包括：S1.给定设计马赫数变化规律并求解自由来流设计马赫数；S2.利用有旋特征线方法求解基于反设计壁面点的变马赫数“串联”超声速轴对称基准流场；S3.在所述变马赫数“串联”超声速轴对称基准流场内进行流线追踪，生成变马赫数“串联”宽速域乘波飞行器的气动外形。本发明可有效提高变马赫数宽速域乘波飞行器构型设计的自由度，丰富其设计方案。
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公开(公告)号：CN115743585B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202211448206.1
申请日：2022-11-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：求解激波底部点的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；求解各个吻切平面前缘点，所有吻切平面前缘点组成融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点，构成乘波体下表面，得到乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线，构成乘波体上表面，吻切平面上表面后缘点组成乘波体上表面后缘线。本发明应用于气动外形设计领域，在现有边条翼设计思想基础上，设计乘波边条翼，并将乘波边条翼与乘波主翼进行有效融合，解决吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞性能难以提高的问题。
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公开(公告)号：CN107672821A
公开(公告)日：2018-02-09
申请号：CN201710871292.X
申请日：2017-09-22
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： B64F5/00
CPC分类号： B64F5/00
摘要： 本发明提出一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，首先给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线，然后进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场，采用某种离散规律，将设计马赫数区间进行离散化，并将其与上表面后缘线上的离散点相匹配，从而可使上表面后缘线上的离散点在不同马赫数下的基准流场内进行流线追踪，以获得下表面后缘线以及前缘线，进而即设计出了具有变马赫数乘波构型的乘波飞行器。其克服了现有宽速域乘波飞行器设计方案中“可重复性”与“可复现性”差的缺点、突破了锥导乘波飞行器的激波面只能是圆锥形的这一局限、满足了飞行速域更宽、空域更广的这一需求，进一步拓展了乘波飞行器的实用性。
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公开(公告)号：CN118753515A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411250995.7
申请日：2024-09-06
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/28
摘要： 本发明涉及一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法，包括：给定基础流场设计参数以确定基准流场；基础流场设计参数包括：乘波前体设计马赫数，乘波前体物面角，乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角；给定乘波前体设计型线和乘波后体设计型线；其中，包括：前体激波出口型线、前体上表面底部型线、后体激波出口型线和后体上表面底部型线；采用乘波后体设计型线、乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角生成乘波后体；采用乘波前体设计型线、乘波前体设计马赫数和乘波前体物面角生成乘波前体；将乘波后体与乘波前体在唇口位置处进行叠加，并拉伸乘波前体的前体底面至乘波后体的后体底面，以完成叠加式全乘波飞行器的设计。
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公开(公告)号：CN115743585A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211448206.1
申请日：2022-11-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：求解激波底部点的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；求解各个吻切平面前缘点，所有吻切平面前缘点组成融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点，构成乘波体下表面，得到乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线，构成乘波体上表面，吻切平面上表面后缘点组成乘波体上表面后缘线。本发明应用于气动外形设计领域，在现有边条翼设计思想基础上，设计乘波边条翼，并将乘波边条翼与乘波主翼进行有效融合，解决吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞性能难以提高的问题。
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