公开(公告)号：WO2022095163A1

公开(公告)日：2022-05-12

申请号：PCT/CN2020/132142

申请日：2020-11-27

Applicant: 南京航空航天大学

Inventor： 俞宗汉 ,  黄国平 ,  王瑞琳 ,  严雪阳

IPC: B64C30/00

Abstract: 一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体上表面为Bump前体，下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道。上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率；有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重／力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。

公开(公告)号：WO2021186940A1

公开(公告)日：2021-09-23

申请号：PCT/JP2021/004341

申请日：2021-02-05

Applicant: 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

Inventor： 上野　篤史

IPC: B64C23/04 ,  B64C30/00 ,  B64F5/00 ,  G06F30/10 ,  G06F30/20

Abstract: 本技術の一形態に係る超音速機の機体形状の設計方法は、機体のオフトラックでの初期形状の等価断面積分布を得て、得られた前記等価断面積分布を基に低ソニックブーム化のための前記機体のオフトラックでの目標等価断面積分布を設定し、前記等価断面積分布と前記目標等価断面積分布との差である必要付加断面積分布を基に任意の気流方向の位置を通過するオフトラックのマッハ平面の機体の断面の必要付加断面積を、前記オフトラックのマッハ平面の近傍に位置する前記機体のオントラックのマッハ平面での機体の断面の必要付加断面積に読み替えて付加する。

公开(公告)号：WO2020163786A3

公开(公告)日：2020-08-13

申请号：PCT/US2020/017324

申请日：2020-02-07

Applicant: THE GOVERNMENT OF THE UNITED STATES OF AMERICA, AS REPRESENTED BY THE SECRETARY OF THE NAVY

Inventor： POWELL, Brandon

IPC: B64C3/38 ,  B64C3/18 ,  B64C30/00 ,  B64F5/00

Abstract: A method of designing a morphable aerodynamic surface includes discretizing and parameterizing a model of a morphable surface to create a function to optimize; utilizing finite element analysis to solve for displacements and associated errors at an initialization point; and iteratively calculating a gradient cost function, define step size and search direction, step according to defined step size and search direction, and recalculate displacements and associated errors to converge on final thickness vector.

公开(公告)号：WO2017218801A1

公开(公告)日：2017-12-21

申请号：PCT/US2017/037719

申请日：2017-06-15

Applicant: NORTH CAROLINA STATE UNIVERSITY

Inventor： CHAN, Wan-Kan ,  WANG, Yawei ,  SONG, Honghai ,  SCHWARTZ, Justin

IPC: H01F6/06 ,  H01F6/02 ,  H01L39/02 ,  B64C30/00

Abstract: A hypersonic aircraft having a homopolar motor with high temperature superconducting (HTS) non-insulated (NI) coil magnets is described. In some implementations, the HTS NI coil magnets can have a graded resistance design. In some implementations, the HTS NI coil magnets can include a series of stacked coils, each of the series of coils comprising multiple turns having turn-to-turn resistance, where the turn-to-turn resistance of the series of coils is graded coil-to-coil across the magnet. In some implementations, the HTS NI coil magnets can include an NI coil comprising multiple turns and two or more thermal barriers each disposed between two adjacent turns of the coil, where an electrically conductive portion of one of the thermal barriers does not overlap with an electrically conductive portion of a different adjacent one of the thermal barriers. Some implementations can include a disk-type homopolar motor/generator including one or more HTS NI coil magnets.

Abstract translation: 描述了具有带高温超导（HTS）非绝缘（NI）线圈磁体的同极电机的超音速飞机。 在一些实施方式中，HTS NI线圈磁体可以具有渐变电阻设计。 在一些实施方式中，HTS NI线圈磁体可以包括一系列堆叠的线圈，该系列线圈中的每一个包括具有匝间电阻的多匝，其中该系列线圈的匝间电阻是分级线圈 线圈穿过磁铁。 在一些实施方式中，HTS NI线圈磁体可以包括NI线圈，所述NI线圈包括多匝和两个或更多热障，每个热障位于线圈的两个相邻匝之间，其中一个热障的导电部分不与电重叠 不同相邻的一个热障的导电部分。 一些实现可以包括包括一个或多个HTS NI线圈磁体的盘式单极电动机/发电机。

公开(公告)号：WO2017217015A1

公开(公告)日：2017-12-21

申请号：PCT/JP2017/006404

申请日：2017-02-21

Applicant: 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

Inventor： 上田　良稲 ,  石川　直子

IPC: B64C3/10 ,  B64C30/00

Abstract: 【課題】摩擦抵抗を低減することができ、設計が容易で、製作も容易な翼及びそのような翼を有する航空機を提供すること。 【解決手段】翼１は典型的には航空機１００の主翼として用いられる。翼１は後退角Ａを有する後退翼である。前縁１１近傍の上面における流体中の表面圧力（圧力分布（Ｃｐ））が翼根１７から翼端１５に向かって増加するように構成されている。翼１表面の外部流線の横流れ成分が前縁１１付近で小さく、境界層遷移が前縁１１近傍で容易に誘発されることはなくなる。これにより横流れ不安定性に起因した摩擦抵抗を低減することができる。

Abstract translation: 要解决的问题：提供一种能够降低摩擦阻力，易于设计且易于制造的机翼以及具有这种机翼的飞机。 机翼（1）通常用作飞机（100）的主翼。 叶片1是具有后退角度A的后退叶片。 靠近前缘11的上表面上的流体中的表面压力（压力分布（Cp））从叶根17朝向叶尖15增加。 叶片1表面上的外部流线的横向流动分量在前缘11附近较小，并且在前缘11附近不容易引起边界层转变。 这可以降低横流不稳定性造成的摩擦阻力。

公开(公告)号：WO2014185998A2

公开(公告)日：2014-11-20

申请号：PCT/US2014014790

申请日：2014-02-05

Applicant: GULFSTREAM AEROSPACE CORP ,  RYBALKO MICHAEL ,  CONNORS TIMOTHY ,  WAYMAN TOM

Inventor： RYBALKO MICHAEL ,  CONNORS TIMOTHY ,  WAYMAN TOM

IPC: B64D29/00 ,  B64C30/00 ,  B64D27/00

CPC classification number: B64D29/00 ,  B64C30/00 ,  B64D27/00 ,  B64D27/02 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0226 ,  B64D2033/026 ,  F02K3/025 ,  F02K7/10 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/10 ,  Y02T50/671

Abstract: A propulsion system for a supersonic aircraft includes an engine, a compression surface upstream of the engine, a shroud surrounding the engine configured to direct airflow passing over the compression surface towards the engine, and a plurality of vortex generators positioned upstream of the engine. The vortex generators have a height such that when the supersonic aircraft is flown at a predetermined speed, the plurality of vortex generators create a plurality of vortices that propagate partially outside of a boundary layer formed proximate a surface of a supersonic inlet. The vortices cause a high-velocity portion of the airflow to move towards a portion of the engine having a higher sensitivity to changes in stagnation pressure and a low-velocity portion of the airflow to move away from the portion of the engine having the higher sensitivity to changes in stagnation pressure prior to the airflow reaching a face of the engine.

Abstract translation: 用于超音速飞行器的推进系统包括发动机，发动机上游的压缩表面，围绕引擎的护罩，其构造成将经过压缩表面的气流引向发动机，以及位于发动机上游的多个涡流发生器。 涡流发生器具有这样的高度，使得当超音速飞行器以预定速度飞行时，多个涡流发生器产生多个涡流，其部分地在靠近超音速入口的表面形成的边界层的外部传播。 涡流导致气流的高速部分向发动机的一部分移动，其具有对停滞压力变化的较高灵敏度和气流的低速部分以远离具有较高灵敏度的发动机部分 在气流到达发动机的表面之前的停滞压力的变化。

公开(公告)号：WO2014171849A1

公开(公告)日：2014-10-23

申请号：PCT/RU2013/000331

申请日：2013-04-17

Applicant: ПЧЕНТЛЕШЕВ, Валерий Туркубеевич

Inventor： ПЧЕНТЛЕШЕВ, Валерий Туркубеевич

IPC: B64D33/02 ,  B64C30/00

CPC classification number: B64C1/0009 ,  B64C3/16 ,  B64C30/00 ,  B64C2001/0045 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/026

Abstract: Заявляемое изобретение имеет отношение к авиации и касается в частности сверхзвуковых пассажирских самолетов. В одном из возможных вариантов своего исполнения заявляемое изобретение имеет крыло, фюзеляж, два турбореактивных двигателя (ТРД), расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии самолета. При этом, сверхзвуковой воздухозаборник верхнего ТРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а сверхзвуковой воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Функцию генератора скачков уплотнения в вышеуказанных сверхзвуковых воздухозаборниках выполняет носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина. Крыло установлено по схеме «высокоплан».

Abstract translation: 所要求保护的发明涉及航空，特别涉及超音速客机。 在一个变型实施例中，要求保护的发明具有机翼，机身和两个涡轮喷气发动机，其设置在机身的尾部，一个在另一个之上，在飞行器的对称平面中。 上涡轮喷气发动机的超音速进气口设置在机身的鼻部的上侧，下涡轮喷气发动机的超音速进气口设置在机身的鼻部的下侧。 压缩冲击发生器的功能是通过机身的鼻部进行的，所述超声波进气口以水平多级楔形的形式制成。 机翼安装在“高翼”布局中。

公开(公告)号：WO2012141770A2

公开(公告)日：2012-10-18

申请号：PCT/US2012/020588

申请日：2012-01-09

Applicant: AERION CORPORATION

Inventor： TRACY, Richard, R. ,  CHASE, James, D.

IPC: B64C3/14 ,  B64C3/16 ,  B64C30/00 ,  B64F5/00

CPC classification number: B64C3/10 ,  B64C3/14 ,  B64C30/00 ,  Y02T50/12

Abstract: Aircraft configured to operate at Mach numbers from above.80 and up to 1.2 with wing sweep angles defined by the wing outboard leading edge of less than 35 degrees, and incorporating calculated values of the ratio of outboard wing panel aspect ratio raised to an exponent of.78, divided by the ratio of maximum thickness divided by chord (t/c), greater than about 45, and having one of the following: a) where maximum thickness divided by chord (t/c) is at a location approximately 70% of the distance outboard from the attaching aircraft body to the wing tip, or b) where maximum thickness divided by chord (t/c) is the average value of (t/c)'s located between approximately 50% of the distance outboard from the attaching aircraft body to the wing tip.

Abstract translation: 飞机被配置为在马赫数从80以上至1.2的范围内运行，机翼扫掠角由机翼外侧前缘限定小于35度，并且结合外侧机翼的比率的计算值 面板纵横比上升到指数78，除以最大厚度除以弦（t / c）的比率，大于约45，并且具有以下之一：a）其中最大厚度除以弦（t / c）位于飞机机身与机翼附件外侧距离约70％的位置，或b）最大厚度除以弦长（t / c）的位置是（t / c）所在位置的平均值 在距离附着飞机机体外侧约50％的距离到机翼末端之间。

公开(公告)号：WO2005065071A3

公开(公告)日：2009-04-02

申请号：PCT/US2004027693

申请日：2004-08-25

Applicant: SUPERSONIC AEROSPACE INT ,  LEE HOWARD ,  MORGENSTERN JOHN M ,  ANDERSON THOMAS J ,  FRANKLIN WALTER M III ,  WILKINSON TODD ,  PEDERSON DARRELL ,  SMITH CHRISTOPHER J R ,  AMINPOUR HOSSEIN

Inventor： LEE HOWARD ,  MORGENSTERN JOHN M ,  ANDERSON THOMAS J ,  FRANKLIN WALTER M III ,  WILKINSON TODD ,  PEDERSON DARRELL ,  SMITH CHRISTOPHER J R ,  AMINPOUR HOSSEIN

IPC: B64D37/00 ,  B64C17/10 ,  B64C30/00

CPC classification number: B64C30/00 ,  B64C17/10

Abstract: An aircraft (100) designed for transonic speed comprises an airfoil (102), a nacelle (122), an engine (116), and an inverted V-tail (114). The nacelle is mounted on the lower aerodynamic airfoil surface and behind the trailing edge of the airfoil. The engine is enclosed within and structurally supported by the nacelle. The inverted-V tail is coupled to the airfoil at a position on the upper aerodynamic surface directly across the airfoil surface so that the inverted-V tail structurally supports the nacelle and engine in combination with support from the airfoil.

Abstract translation: 设计用于跨音速的飞行器（100）包括翼型件（102），机舱（122），发动机（116）和倒V型尾翼（114）。 机舱安装在下部空气动力学翼面上和翼型的后缘后面。 发动机被机舱包围并在结构上由机舱支撑。 倒V尾部直接穿过翼型表面在上空气动力学表面上的一个位置处联接到翼型件，使得倒V尾部结构地支撑机舱和发动机与来自翼型的支撑。

公开(公告)号：WO2005047105A3

公开(公告)日：2006-02-23

申请号：PCT/US2004037098

申请日：2004-11-05

Applicant: SUPERSONIC AEROSPACE INTERNAT ,  MOOSE GARRET ,  MORGENSTERN JOHN ,  ARSLAN ALAN

Inventor： MOOSE GARRET ,  MORGENSTERN JOHN ,  ARSLAN ALAN

IPC: B64C30/00 ,  B64D20060101 ,  B64C1/00

CPC classification number: B64C30/00

Abstract: A method for designing a low drag vehicle includes determining a plurality of configurations for at least two different Mach numbers that minimize the rate of change of cross-sectional area distribution of the vehicle in accordance with the Sears-Haack minimum drag body. The configurations can be weighted to emphasize optimum performance at particular operating conditions before averaging the configurations. The second order derivative of cross-sectional area distribution for the final configuration can be smoothed, and then integrated twice to determine the cross-sectional area distribution. A vertical stabilizer can be configured with one or more "waisted" sections to minimize the rate of change of cross-sectional area distribution of the vehicle or device to which the vertical stabilizer is mounted.

Abstract translation: 一种用于设计低牵引车辆的方法包括根据Sears-Haack最小阻力体来确定使车辆的横截面积分布的变化率最小化的至少两个不同马赫数的多个构造。 可以对配置进行加权，以在平均配置之前在特定操作条件下强调最佳性能。 最终配置的横截面积分布的二阶导数可以平滑，然后集成两次以确定横截面积分布。 垂直稳定器可以配置有一个或多个“腰部”部分，以最小化安装垂直稳定器的车辆或装置的横截面积分布的变化率。