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公开(公告)号：CN107514311B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201711000958.0
申请日：2017-10-24
摘要： 本发明提供一种基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构；2)分解捕获截面的边界，并确定可实现全流量捕获的进气道唇口型线；3)确定内转式进气道的基本流场；4)采用流线追踪方法确定进气道型面，实现进气道与乘波前体的一体化设计；本发明可基于前体激波和给定的捕获截面形状确定内转式进气道基本流场的入射激波的形状，使内转式进气道能够在给定的捕获截面形状下与乘波前体激波实现一体化设计，从而实现了基于前体激波形状且捕获截面可控的内转式进气道设计，提升了内转式进气道的流量捕获系数和发动机推力。
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公开(公告)号：CN107514311A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201711000958.0
申请日：2017-10-24
CPC分类号： Y02T90/50 , F02C7/042 , G06F17/5086
摘要： 本发明提供一种基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法，包括以下步骤：1)对于已知的飞行器乘波前体，计算前体构型的流场结构；2)分解捕获截面的边界，并确定可实现全流量捕获的进气道唇口型线；3)确定内转式进气道的基本流场；4)采用流线追踪方法确定进气道型面，实现进气道与乘波前体的一体化设计；本发明可基于前体激波和给定的捕获截面形状确定内转式进气道基本流场的入射激波的形状，使内转式进气道能够在给定的捕获截面形状下与乘波前体激波实现一体化设计，从而实现了基于前体激波形状且捕获截面可控的内转式进气道设计，提升了内转式进气道的流量捕获系数和发动机推力。
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公开(公告)号：CN107423481B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201710375315.8
申请日：2017-05-24
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/20 , G06F30/17 , F02C7/042 , G06F113/08 , G06F111/10
摘要： 发明公开了一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格；2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场结构；3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分；本发明应用反问题方法根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律调节进气道的流场结构，突破吻切流方法的限制，提升了内转式进气道的设计灵活性，有利于进一步挖掘内转式进气道的潜力。
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公开(公告)号：CN106650173A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201710022083.8
申请日：2017-01-12
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明提供一种出口截面流场参数可控的内转式进气道基本流场设计方法，根据出口截面的一种流场参数分布来设计基本流场下边界的形状，所述方法首先根据反射激波顶点处的波后流场参数来设计可生成反射激波的气动型面，然后根据出口截面的一种流场参数分布来设计可将反射激波的波后依赖域出口下游流场参数调整至与出口截面流场参数分布一致的气动型面，本发明只需对出口截面处的一个参数进行约束，对出口截面处流场参数分布的约束较少，扩大了给定流场参数的给定范围。控制反射激波顶点处流场参数时便可有效控制反射激波在进气道隔离段内的反射，同时也有利于削弱反射激波与附面层相互干扰的强度，从而有利于提升进气道的气动性能。
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公开(公告)号：CN106650173B
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201710022083.8
申请日：2017-01-12
摘要： 本发明提供一种出口截面流场参数可控的内转式进气道基本流场设计方法，根据出口截面的一种流场参数分布来设计基本流场下边界的形状，所述方法首先根据反射激波顶点处的波后流场参数来设计可生成反射激波的气动型面，然后根据出口截面的一种流场参数分布来设计可将反射激波的波后依赖域出口下游流场参数调整至与出口截面流场参数分布一致的气动型面，本发明只需对出口截面处的一个参数进行约束，对出口截面处流场参数分布的约束较少，扩大了给定流场参数的给定范围。控制反射激波顶点处流场参数时便可有效控制反射激波在进气道隔离段内的反射，同时也有利于削弱反射激波与附面层相互干扰的强度，从而有利于提升进气道的气动性能。
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公开(公告)号：CN107423481A
公开(公告)日：2017-12-01
申请号：CN201710375315.8
申请日：2017-05-24
摘要： 发明公开了一种基于渗透边界反问题方法的全三维内转式进气道设计方法，包括以下步骤：1)给定设计条件，确定基本流场初始计算域形状并生成计算网格；2)应用渗透边界反问题方法求解满足沿程压缩规律的基本流场结构；3)通过流线追踪技术在基本流场上截取进气道型面，包括进气道的等熵压缩段型面和隔离段型面两部分；本发明应用反问题方法根据给定的基本流场前缘引导型线和沿程压缩规律调节进气道的流场结构，突破吻切流方法的限制，提升了内转式进气道的设计灵活性，有利于进一步挖掘内转式进气道的潜力。
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公开(公告)号：CN106741976B
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201710017039.8
申请日：2017-01-11
IPC分类号： B64D33/02
摘要： 本发明属于吸气式高超声速飞行器机体气动外形与推进流道一体化设计领域，涉及到基于内收缩基准流场的乘波前体进气道一体化构型及其反设计方法。本发明的主要步骤为：1、反设计生成给定壁面参数分布的内收缩基准流场；2、生成一体化乘波前体进气道构型的前缘捕获型线和进气道入口捕获型线；3、确定流线追踪和密切轴对称过程中的参考点；4、对基准流场进行比例放缩；5、在比例放缩基准流场中进行流线追踪；6、获得其它乘波前体进气道的压缩面型线；7、机体造型设计。本发明提出的反设计方法，能够设计出高升阻比的乘波前体，能够根据给定的壁面参数分布反设计进气道，能够实现乘波前体与进气道间的气动衔接，具有很好的工程实用性。
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公开(公告)号：CN106741976A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710017039.8
申请日：2017-01-11
IPC分类号： B64D33/02
CPC分类号： B64D33/02 , B64D2033/026
摘要： 本发明属于吸气式高超声速飞行器机体气动外形与推进流道一体化设计领域，涉及到基于内收缩基准流场的乘波前体进气道一体化构型及其反设计方法。本发明的主要步骤为：1、反设计生成给定壁面参数分布的内收缩基准流场；2、生成一体化乘波前体进气道构型的前缘捕获型线和进气道入口捕获型线；3、确定流线追踪和密切轴对称过程中的参考点；4、对基准流场进行比例放缩；5、在比例放缩基准流场中进行流线追踪；6、获得其它乘波前体进气道的压缩面型线；7、机体造型设计。本发明提出的反设计方法，能够设计出高升阻比的乘波前体，能够根据给定的壁面参数分布反设计进气道，能够实现乘波前体与进气道间的气动衔接，具有很好的工程实用性。
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公开(公告)号：CN106121823A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610458467.X
申请日：2016-06-22
摘要： 本发明提供一种飞行器异型曲面内流道流场可视化玻璃观察窗及设计方法，用于观察由一系列离散点构成的不规则的三维异型曲面内流道流场，玻璃观察窗包含两个通光表面，内表面C1与内流道壁面完全一致，外表面C2为校正曲面，用于消除内表面产生的光线偏折，使平行光从光学玻璃观察窗穿过后仍为平行光；利用本观察窗观察异型曲面内流道的流场不会导致光线的偏折和交叉，观察到的流动结构无失真现象，可以实现对任意的异型曲面内流道三维流场进行光学非接触测量可视化试验研究，该设计方法不仅可以用于内流的流动显示，还可用于红外导引头、异型面雷达透波窗口的设计。
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公开(公告)号：CN106121823B
公开(公告)日：2018-04-24
申请号：CN201610458467.X
申请日：2016-06-22
摘要： 本发明提供一种飞行器异型曲面内流道流场可视化玻璃观察窗及设计方法，用于观察由一系列离散点构成的不规则的三维异型曲面内流道流场，玻璃观察窗包含两个通光表面，内表面C1与内流道壁面完全一致，外表面C2为校正曲面，用于消除内表面产生的光线偏折，使平行光从光学玻璃观察窗穿过后仍为平行光；利用本观察窗观察异型曲面内流道的流场不会导致光线的偏折和交叉，观察到的流动结构无失真现象，可以实现对任意的异型曲面内流道三维流场进行光学非接触测量可视化试验研究，该设计方法不仅可以用于内流的流动显示，还可用于红外导引头、异型面雷达透波窗口的设计。
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