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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：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：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：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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公开(公告)号：CN106092495A
公开(公告)日：2016-11-09
申请号：CN201610365174.7
申请日：2016-05-26
IPC分类号： G01M9/06
CPC分类号： G01M9/06
摘要： 本发明提供一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法，用于测量吸气式一体化飞行器的机体阻力，所述的飞行器为通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力，从而实现一体化飞行器通气模型机体阻力的间接测量；本方法主要基于试验结果，有效地解决飞行器机体阻力测量问题，既避免了直接测量推进流道阻力产生的误差，也排除了计算复杂流场带来的不确定性。
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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：CN111159898A
公开(公告)日：2020-05-15
申请号：CN201911402015.X
申请日：2019-12-31
申请人： 西南科技大学 , 中国空气动力研究与发展中心
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种波后流场参数可控的双直锥激波基本流场及其设计方法，包括如下步骤：1)设计入射直激波及其波后依赖域流场；2)设计等熵压缩段流场和反射直激波；3)设计反射直激波波后依赖域流场；4)设计整流区域流场；5)步骤1)～步骤4)中得到的入射直激波波后依赖域流场、等熵压缩段流场和反射直激波波后依赖域流场和整流区域流场在空间上依次连接构成了整个内转式进气道的基本流场。该方法解决了传统基本流场设计方法不能同时满足双直锥激波且反射直激波波后流场参数可控的基本流场设计方法，应用该方法可有效提升基本流场波后流场参数的均匀性，进而提升进气道的抗反压性能和总压恢复系数。
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