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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：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：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：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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