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[发明专利]一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法-CN202010365228.6有效
发明人：何跃龙;喻海川;孟旭飞;李盾 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-04-30 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：一种考虑推杆弹性影响的级间分离过程安全边界判断方法，包括以下步骤：根据飞行器总体方案确定分析的目标参数；根据目标参数特性确定分析方案极限条件；根据极限条件建立推杆弹性影响分析模型；将分析模型与常规级间分离模拟手段结合分析极限条件下的分离过程；从分离过程模拟结果中判读级间分离过程安全边界。
一种考虑推杆弹性影响分离过程安全边界判断方法

[发明专利]一种基于内锥流场的定平面形状乘波体设计方法及系统-CN202310565916.0有效
发明人：刘传振;孟旭飞;白鹏;王荣 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种基于内锥流场的定平面形状乘波体设计方法及系统，属于高超声速气动布局设计领域。该方法首先设计乘波体的基准流场为轴对称内锥流场；内锥流场的前半部分通过求解Taylor‑Maccoll方程得到，内锥流场的后半部分使用特征线法生成；然后应用密切方法中的几何设计关系实现给定平面形状的乘波体设计。本发明将基准流场由外锥流替换为内锥流，有效扩大了定平面形状乘波体的设计空间，利用密切方法中的几何设计关系实现给定平面形状的乘波体设计，改善定平面形状乘波体的气动性能，并提高下表面流场均匀性，推进前体/进气道一体化设计。
一种基于内锥流场平面形状乘波体设计方法系统

[发明专利]一种通过调节曲率分布提高密切锥乘波体适用性的方法-CN202310602317.1有效
发明人：刘传振;孟旭飞;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-05-26 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种通过调节曲率分布提高密切锥乘波体适用性的方法，属于高超声速气动布局设计领域。在密切锥方法中重新调整设计曲线ICC的曲率半径分布，在没有覆盖FCT曲线的密切面处，延伸ICC的曲率半径长度，使所有密切面内的曲率半径均覆盖FCT曲线；同时调整曲率半径长度，使其分布连续。本发明解决密切锥乘波体设计方法中设计曲线ICC无法保证二次导数连续，导致生成的乘波体曲面存在褶皱、断面等不规则情况的问题，可以将某些不适用的曲线变为适用，拓展了密切锥乘波体的设计空间，提高了密切锥方法的适用性，同时，通过扩大曲率的值还可以提高乘波体容积。
一种通过调节曲率分布提高密切锥乘波体适用性方法

[发明专利]一种使用膨胀流提高逆特征线法适用性的方法-CN202310658696.6有效
发明人：刘传振;孟旭飞;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-06-06 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种使用膨胀流提高逆特征线法适用性的方法，属于计算流体力学领域。该方法是在不适用的凸激波形状段，使用一段膨胀流代替，以提高逆特征线法的适用性。针对一段给定的激波形状，首先判定逆特征线法是否适用，如不适用，使用迭代方法增加膨胀流，直到膨胀流区域的激波与给定激波相交，最后在交点处人为加密特征线网格以保证输出流场的连续分布。本发明解决凸激波曲线形状逆特征线法不适用的问题，在逆特征线法不适用的凸激波形状段，使用一段膨胀流代替，使得逆特征线法正常推进，提高其处理凸激波流场的能力。
一种使用膨胀提高特征适用性方法

[发明专利]一种确定乘波特性依赖区的方法-CN202310565917.5有效
发明人：刘传振;孟旭飞;白鹏;王荣 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提出一种确定乘波特性依赖区的方法，属于高超声速气动布局设计领域。该方法在乘波体轴对称流场中选定部分区域作为乘波特性依赖区基准流场；在乘波特性依赖区基准流场中通过流线追踪法获得乘波特性依赖区，其中流线追踪法的起始点在乘波面基准流场的主激波上，终点在过主激波末端点的左行特征线簇上。本发明力图在不破坏乘波效应的基础上，确定乘波面的哪些范围可以修改、哪些范围不可修改，对乘波体的扩容、减阻和宽速域设计具有重大的工程实践意义。
一种确定波特依赖方法

[发明专利]一种非结构直角网格加速生成方法-CN202010172253.2有效
发明人： 孟旭飞;何跃龙;喻海川;李盾 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-03-12 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种非结构直角网格加速生成方法，包括以下步骤：对物体形状进行描述生成背景网格的步骤；背景网格进行分区的步骤；设置网格生成参数的步骤；根据分区后的背景网格及设置参数生成叉树结构的步骤；删除物形以内以及与物形相交单元，产生锯齿形内面的步骤；对锯齿形内面进行光顺，得到光顺后内面的步骤；对光顺后内面进行加速生成和投影的步骤；计算网格量并输出网格信息的步骤。本发明解决了在计算流体力学中直角网格生成时划分叉树结构、切割、投影时由于需要搜索大量背景网格节点导致网格生成时间较长的问题，通过对背景网格进行分区的方式，可以极大地减少需要搜索的背景网格数量，在不影响网格质量的前提下，加速网格生成。
一种结构直角网格加速生成方法

[实用新型]一种乘波体结构-CN202023293801.1有效
发明人： 孟旭飞;刘传振;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2021-09-28 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种乘波体结构，涉及飞行器气动设计技术领域，包括：机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局，所述机翼与所述机身形成双后掠角；所述机翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段为曲面状，所述翼梢段与所述平翼段连接形成反翼式结构；该乘波体结构采用机翼与机身的双后掠角设计，并且翼梢段为曲面状，翼梢段与平翼段连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点。
一种乘波体结构

[发明专利]一种乘波体结构-CN202011616805.0在审
发明人： 孟旭飞;刘传振;白鹏 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2021-04-06 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种乘波体结构，涉及飞行器气动设计技术领域，包括：机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局，所述机翼与所述机身形成双后掠角；所述机翼包括平翼段和翼梢段，所述翼梢段为曲面状，所述翼梢段与所述平翼段连接形成反翼式结构；该乘波体结构采用机翼与机身的双后掠角设计，并且翼梢段为曲面状，翼梢段与平翼段连接形成反翼式结构，能够克服现有乘波体外形横侧向稳定性差、横侧向气动耦合严重、纵向稳定性难以保证等缺点。
一种乘波体结构

[发明专利]一种充气式增程套件-CN202011289056.5在审
发明人：喻海川;何跃龙;孟旭飞;李盾 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-11-17 - 公布日： 2021-03-12 - 主分类号： F42B10/38 文献下载
摘要：本发明提出了一种充气式增程套件，包括：充气机翼，设置于箭弹武器的背部上缘，所述箭弹武器未分离载机时所述充气机翼处于折叠的未充气状态；充气装置，为所述充气机翼充气；舵机，用于控制所述充气机翼的后掠角。采用这种充气式增程套件方案，有效解决了传统增程套件占用空间、不便携带的问题；增程套件采用舵机控制充气机翼变形，省去复杂的变形控制结构，减轻武器的重量，从而起到更好的增程效果；此外，充气式增程套件对充气机翼作了整流处理，有效改善充气机翼的升阻比特性，提高增程效果。
一种充气式套件

[发明专利]一种尖化前缘涡波一体固定翼跨域高超气动布局-CN202011185812.X在审
发明人：刘传振;白鹏;孟旭飞 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-10-29 - 公布日： 2021-02-23 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：一种尖化前缘涡波一体固定翼跨域高超气动布局，其平面形状包括且不限于尖头双后掠、弯头双后掠、单后掠、渐变前缘、S前缘等外形等；下表面为在带激波流场中通过流线追踪得到的乘波面；上表面为自由流流面或者向上适度凸起的光滑连续曲面；机翼收缩为尖化后缘，机身收缩为尖体或小后体。高超声速工况下飞行时，该布局为乘波体或类乘波体，利用尖化前缘乘波效应，使得迎风面的激波附着于尖化前缘，获得高升阻比；亚声速飞行阶段，利用小攻角条件下的附体流动或者尖化前缘所产生稳定小分离旋涡，获得高升阻比；低速起降阶段，利用中大攻角下气流经由下表面向背风面卷起的旋涡效应，获得低速水平起降工况下的高非线性涡升力，获得高升力提升其起降性能。
一种前缘一体固定翼跨域高超气动布局

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