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公开(公告)号：CN119239976A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411530123.6
申请日：2024-10-30
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00
Abstract: 高超声速滑巡一体双乘波飞行器设计方法，涉及高超声速飞行器前体/进气道。根据高超声速滑翔‑巡航飞行器新型弹道方案大范围高效飞行需求，设计一种滑巡一体高超声速飞行器构型，包括基于流向双乘波原理的巡航级气动型面与基于最小波阻外锥近似理论的滑翔级气动型面。两级气动型面均进行各自设计点的乘波设计并以对称的形式进行结合，滑翔再入阶段飞行器背部的滑翔级气动型面朝下进行无动力滑翔增程，巡航阶段飞行器的巡航级气动型面翻转至下，在设计的内/外流一体化轴对称基准流场中通过流线追踪生成的外乘波壁面与内乘波进气道为巡航阶段提供良好的乘波特性。为实现高超声速定几何飞行器构型的宽速域、泛空域出色飞行性能的设计引入新思路。
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公开(公告)号：CN118254959A
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202410279789.2
申请日：2024-03-12
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/10
Abstract: 基于三维弯曲流面法的复杂曲面激波乘波体反设计方法，涉及高超声速乘波体。复杂曲面激波乘波体设有复杂曲面激波乘波体下表面压缩型面、复杂曲面激波乘波体上表面型面、复杂曲面激波乘波体前缘型线；复杂曲面激波乘波体下表面型面与复杂曲面激波乘波体上表面由复杂曲面激波乘波体前缘型线进行过渡。指定复杂曲面三维外流激波并设计乘波体捕获型线；将复杂曲面激波离散为一系列初始流面；求解激波角、激波曲率和波后参数；求解复杂激波曲面波后流场并确定压缩型面；根据设计要求构造乘波体上表面几何形状；连接上下表面以构成完整的复杂曲面激波乘波体几何形状。计算效率更高，精度更高，通过自由激波选择为飞行器设计提供更广阔的性能提升空间。
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公开(公告)号：CN119475574A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411518400.1
申请日：2024-10-29
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , B64F5/00 , B64C30/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 基于流向双乘波原理的乘波前体/三通道进气道一体化设计方法，属于高超声速飞行器内外流一体化设计领域。其本质是建立乘波前体外流场和内转进气道内流场之间的联系，设计和研究内外流一体化轴对称基准流场模型，在基准流场中采用密切流场，通过流线追踪设计型面，从而发展乘波前体/进气道一体化新型设计理论。乘波前体的前缘和三个内转进气道唇口前缘均能贴附在激波面上，乘波前体作为进气道的预压缩面，不仅可高效捕获预压缩后的气流，且具有高升阻比。三个三维内转进气道均能实现激波封口，获得全部流量捕获。通过“流向双乘波”原理可以实现乘波前体和三通道气动上和几何上的耦合，且不会对两者乘波特性造成破坏。
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公开(公告)号：CN116204984A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202310205214.1
申请日：2023-03-06
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14 , G06F119/10
Abstract: 基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计技术领域。将全三维弯曲激波作为设计激波，利用局部偏转吻切方法及非共轴弯曲特征线法进行求解，从而获得基本流场。给定设计截面的流量捕获型线，向前水平投影至三维弯曲激波面，得到乘波体前缘型线并对其进行离散,从各前缘型线离散点出发，通过流线追踪得到乘波体下表面。选择前述部分前缘型线离散点作为上表面前缘点，给定上表面出口型线，进而利用Haack族曲线在前缘点对应当地吻切面内生成相应型线，将所得型线组合得到翼身融合的乘波体上表面。实现基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计。有效减小上表面产生的阻力，获得更好的气动性能和隐身性能。
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公开(公告)号：CN114852366B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202210604138.7
申请日：2022-05-30
Applicant: 厦门大学
Abstract: 激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法，本发明根据设计需求，在设计截面内指定前缘捕获曲线(FCT)及三维激波曲线，其中三维激波曲线包含外流段与内流段两部分，两者以平面激波进行过渡，利用吻切乘波理论分别对两段激波及前缘捕获曲线(FCT)进行离散。在外流吻切平面内，根据给定的激波形状，利用弯曲激波理论求出对应流线。随后，构造所需流向壁面压力分布，利用弯曲激波理论求出剩余流线。类似地，在内流吻切平面内，根据给定的激波形状和压力分布，利用弯曲激波理论求得对应流线。最后，将所有吻切平面中的外流流线和内流流线根据几何关系组合构成双乘波构型的下表面，以此保证对激波形状与压力分布的共同控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115977801A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310211443.4
申请日：2023-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法，涉及飞行器宽速域进气道领域。1)根据高超声速飞行器的设计需求确定高超声速内收缩进气道高/低马赫数设计点；2)构造双设计点轴对称基本流场；3)将扇形进口置于高马赫数基本流场进行流线追踪获得进气道基础压缩型面；4)设计高/低马赫数工况作动型面及作动方案。实现同时根据高/低马赫数流量需要开展高超声速宽速域内收缩进气道设计。基于该设计方法设计的高超声速宽速域内收缩进气道能够在设计之初确保进气道能够低马赫数起动，且具有满足需求的低马赫数流量捕获能力。发展宽速域内收缩进气道的宽域设计方法，提高高超声速宽速域内收缩进气道的可设计性和设计效率。
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公开(公告)号：CN115238395A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202211059376.0
申请日：2022-08-30
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 基于弯曲激波理论的宽域智能变体飞行器设计方法，包括以下步骤：1)根据飞行包线，将宽域智能变体飞行器的气动设计分为最小阻力状态、最优升阻比状态以及最大升力状态，其中最小阻力状态对应助推爬升段与自由飞行段，最优升阻比状态对应再入滑行段，最大升力状态对应末端下压段；2)最小阻力状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于全三维弯曲激波面进行逆向设计；3)最优升阻比状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于全三维弯曲激波面及壁面压力分布同时可控的逆向方法进行设计；4)最大升力状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于三维壁面压力分布进行逆向设计。
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公开(公告)号：CN119429151A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411882072.3
申请日：2024-12-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据飞行包线确定飞行马赫数范围，确定宽域时变乘波外形各级乘波外形的设计马赫数和飞行高度。根据飞行任务需求给定固定的宽域时变乘波外形的三维前缘型线和乘波面积。调节基本流场的激波型线方程，根据设计曲线间的几何关系，利用弯曲激波理论快速求解获得具有相同三维前缘型线和乘波面积的各级乘波外形。根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面。组合各级乘波外形，实现基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计。可根据任务需求和飞行环境自主连续地改变乘波外形，有效提升飞行包线下的气动性能，能够适应宽速域的飞行工况和各种飞行任务。
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公开(公告)号：CN119429150A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411881819.3
申请日：2024-12-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据设计需求任意指定乘波体出口捕获型线、乘波体水平投影型线和激波出口型线中的两条，建立设计曲线之间的几何关系并求解乘波体三维前缘型线和所乘三维激波的解析表达式。使用基于弯曲激波理论的流场解析法快速获得吻切面内流线的泰勒级数表达，并通过坐标变换实现考虑来流条件和激波形状的乘波面参数化表达。根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面，实现基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计。在保证乘波体设计精度的同时有效提升设计效率，可通过选取合适的设计曲线获得更高的升阻比和更好的宽域性能，有利于工程上对乘波体的快速优化设计。
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公开(公告)号：CN113148102B
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202110497873.8
申请日：2021-05-08
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，包括以下步骤：1)根据设计要求指定全三维基本流场外流激波面，所述外流激波面采用非轴对称形状设计；利用局部偏转吻切理论将外流激波面离散为一系列微吻切平面，并将从同一离散前缘点出发的微吻切平面旋转至一虚构流面；2)在不同前缘点出发的流面中施加不同的来流马赫数，利用斜激波关系式和特征线法求解对应的基本流场；3)设计变马赫数乘波体入口捕获曲线，曲线采用非轴对称形状，并在步骤2)所述基本流场中进行流线追踪，得到压缩型面；4)以压缩型面为基础构造变马赫数乘波体几何形状。具有更加均衡的外形参数和空气动力学性能，提高乘波体的工作性能，进而增加飞行器的
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