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[发明专利]乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法-CN202110516537.3有效
发明人：贡天宇;李怡庆 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2021-05-12 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法，包括以下步骤：(1)设计密切锥导乘波体；(2)选定三维内收缩基本流场位置，完成基本流场设计；(3)设计具有自适应边界层排移效果的内转进气道进口型线；(4)生成自适应边界层排移三维内转进气道压缩型面，获得内转进气道结构；(5)设计内转进气道乘波前体连接板，完成乘波前体自适应边界层排移内转进气道的一体化设计。本发明在保留乘波前体优点的同时，在乘波前体下表面以对称相连的形式开展高超声速进气道的设计，从而有效排移前体边界层，在发挥乘波前体高性能的同时，有效提高推进系统的气动性能，最终为高超声速内外流一体化设计提供新方法
乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法

[发明专利]一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法-CN201910648043.3有效
发明人：李怡庆;韩美东;赵健;孙通 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2019-07-18 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法，步骤包括：根据设计要求指定外压缩激波曲线与内收缩激波曲线；以外压缩激波曲线、内收缩激波曲线反求基本流场，基本流场包括外压缩基本流场、内收缩基本流场；设计乘波前体前缘型线，将前缘型线延流向等直拉伸获得乘波前体上表面，将前缘型线离散并在外压缩基本流场中进行流线追踪获得乘波前体下表面；以乘波前体上表面为基础，求解三维内转进气道前缘型线激波生成段，设计三维内转进气道前缘型线激波接收段，将三维内转进气道前缘型线离散并在内收缩基本流场中进行流向流线追踪获得三维内转进气道压缩型面；对背部进气乘波前体三维内转进气道一体化方案其他部件进行构造。
一种背部进气乘波前体三维内转进气道一体化设计方法

[发明专利]压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法-CN202010664430.9有效
发明人：俞宗汉;黄国平;夏晨;袁亚;黄慧慧 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-07-10 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法，包括乘波前体的设计和进气道的设计两部分；乘波前体的设计结合飞行器造型和内部载荷情况，设定乘波前体轮廓以及乘波前体的激波形状，由飞行器前体发出的一道类锥式的三维曲面激波；进气道的设计基于乘波前体轮廓及其发出的激波，以及沿程各截面的附面层排移效果确定进气道为双进气道结构，进气道唇口对前体激波后的来流进行捕获，并在双进气道结构的两侧设置溢流窗，提升溢流能力。本发明通过双外侧溢流的流场组织方案，来辅助高超声速进气道和前体的一体化设计，能够随马赫数的变化，对应改变溢流量大小。
压缩偏置几何高速进气道进口设计方法

[发明专利]基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法-CN201510785607.X有效
发明人：丁峰;柳军;刘珍;黄伟 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2015-11-16 - 公布日： 2016-02-17 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种基于可变壁面压力分布规律的吻切流场乘波前体设计方法，步骤如下：S1，给定三种壁面压力分布规律不同曲线，将三曲线分别作为回转体母线，设计三种不同的回转体，分别求解绕这三种回转体的超声速轴对称流场，并将求解得到的流场作为三种壁面压力分布规律不同的基准流场；S2，根据乘波前体的性能要求，设计激波出口型线，应用吻切原理在每个吻切平面进行流场求解，所有的吻切平面流场组合成三维基准流场；S3，给定乘波前体前缘线在底部的投影曲线，根据激波出口型线，在S2的每个吻切平面内使用流线追踪法，生成吻切流场乘波前体气动构型。该方法设计的乘波前体既能够满足进气道入口高压升比的要求，又能够充分发挥乘波前体的高升阻比特性。
基于可变压力分布规律吻切流场乘波前体设计方法

[发明专利]一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法-CN201710017039.8有效
发明人：曲俐鹏;余安远;曾学军;杨大伟;丁国昊;吴杰;周凯;韩亦宇;黎崎;吴颖川;贺元元 -专利权人：中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
申请日： 2017-01-11 - 公布日： 2019-02-01 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
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。
一种乘波前体进气道一体化构型设计方法

[实用新型]横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置-CN201420266337.2有效
发明人：尤延铖;李怡庆;韩伟强 -专利权人：厦门大学
申请日： 2014-05-23 - 公布日： 2014-09-10 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置，涉及临近空间高超声速飞行器。设有二元进气道压缩型面、二元进气道内压缩部分与乘波前体压缩型面；所述二元进气道压缩型面为矩形弧面，二元进气道内压缩部分由横截面为矩形的流道构成，矩形侧壁为斜边切口，该斜边按照反射激波角切除，乘波前体压缩型面为两边向上抬起，投影形状趋于三角形的曲面；所述二元进气道压缩型面与乘波前体压缩型面相接，二元进气道压缩型面与乘波前体压缩型面呈一体化设计，二元进气道内压缩部分为矩形等值向后拉伸的管道，二元进气道内压缩部分下表面与二元进气道压缩型面末端相连接
横向压力梯度可控乘波前体进气道一体化装置

[发明专利]可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法-CN201910398214.1在审
发明人：尤延铖;车欢欢;邱若凡 -专利权人：厦门大学
申请日： 2019-05-14 - 公布日： 2019-07-19 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器及其设计方法，涉及乘波体飞行器。宽速域高超声速乘波体飞行器设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼。根据设计要求设计乘波前体；根据乘波前体设计机身及与机身相连的左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼；设计左可移动机翼、右可移动机翼、左边条翼和右边条翼隐藏至机身的尺寸；设计液压操纵系统底部的滑道以及滑轮
可移动机翼铰接头飞行器机身波体高超声速前体液压操纵系统液压操纵杆可变几何滑道滑轮

[发明专利]基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法-CN201711000958.0有效
发明人：乔文友;余安远;杨顺华;吴颖川;杨大伟;周凯 -专利权人：西南科技大学;中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心
申请日： 2017-10-24 - 公布日： 2019-04-30 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
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。
基于激波内转式进气道乘波前体一体化设计方法

[发明专利]一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法-CN201910325410.6有效
发明人：丁峰;张文浩;柳军;刘珍;陈韶华;王晓燕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-04-22 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；生成前体前缘型线点以及进气道唇口型线点，进而设计内转式进气道上壁面和下壁面；同时由前体前缘型线点设计内转式进气道外壁面；由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面，进而得到内转式乘波前体进气道一体化构型，所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法有效扩大捕获面积，增加流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，有效提高飞行器进气道的性能。
一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法

[发明专利]尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法-CN202210829737.9有效
发明人：余安远;黎崎;吴杰;马志成;乐嘉陵;王锋;李姝源;杨辉 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
申请日： 2022-07-15 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法，涉及空气动力学内外流耦合设计领域，包括步骤：(1)二元平面基准流场设计；(2)构造展向平行于子午面的密切面，根据尖前缘类三角乘波前体的边缘线对密切面上特征型线进行缩放与平移定位；(3)根据进气道压缩面基准构型在平行于子午面的密切面上构造进气道，将密切面上的进气道压缩面型线缩放和平移定位，压缩面型线的集合与前体特征型线组合得到进气道宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型；(4)生成全宽度范围内的尖前缘类三角乘波前体直唇口进气道一体化构型。本发明填补了高超声速类IgLa构型飞行器前体进气道设计空白。
前缘三角乘波前体直唇口进气道一体化设计方法

[发明专利]基于两级压缩TBCC进气道的内外流一体化设计方法-CN202310711625.8在审
发明人：尤延铖;胡占仓;林德寿;孙振棋;郑晓刚;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：基于两级压缩TBCC进气道的内外流一体化设计方法。将可在宽速域内连续工作的内乘波TBCC进气道与具有高升阻比的乘波前体一体化设计，实现可在宽速域连续工作的内/外流一体化构型。内乘波TBCC进气道的基本流场与外流乘波前体的流场耦合设计，实现内乘波TBCC进气道内流乘波与乘波前体外乘波的气动过渡。一体化构型可保证飞行器在宽速域内连续工作，且在高超声速工作状态下具备较好升阻特性，拓宽乘波体工作速域，实现高超声速飞行器水平起降、可重复使用。
基于两级压缩 tbcc 进气道外流一体化设计方法

[发明专利]高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法-CN201610552526.X有效
发明人：丁峰;柳军;沈赤兵;刘珍;黄伟;王源杰;罗仕超;陈韶华;符翔 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-07-14 - 公布日： 2017-05-31 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种高超声速内外流一体化全乘波飞行器设计方法，首先设计基于任意轴对称基准激波的内外流一体化轴对称基准流场模型；然后给定飞行器前体前缘线、进气道唇口型线和机翼前缘线在底部横截面的投影曲线，从前体前缘线和进气道唇口型线出发，在前体‑进气道基准流场区中进行流线追踪，生成乘波前体‑进气道；从进气道唇口型线和机翼前缘线出发，在后体基准流场区中进行流线追踪，生成机体腹部乘波面和机翼乘波面，机体腹部乘波面和机翼乘波面共同组成后体乘波面；最后采用自由流面作为上表面，上表面、乘波前体‑进气道和后体乘波面共同组成乘波机体‑进气道一体化构型。其能够依需求设计不同的前、后体激波，从而提高前、后体激波各自的设计自由度。
高超声速外流一体化全乘波飞行器设计方法

[发明专利]高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法-CN201610064525.0有效
发明人：丁峰;柳军;沈赤兵;刘珍;黄伟;王庆文;姚雷雷 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-01-29 - 公布日： 2016-11-02 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供一种高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法，在乘波前体/进气道一体化设计基础上，应用特征线理论，构建高超声速飞行器前体‑进气道一体化轴对称基准流场和机翼轴对称基准流场两个流场，然后在两个基准流场中分别应用流线追踪技术生成高超声速飞行器前体‑进气道一体化构型和机翼构型，两个构型共同组成高超声速飞行器前体‑进气道‑机翼乘波一体化构型。在设计状态下，整个高超声速飞行器外流场具有类乘波特性，乘波前体作为进气道的预压缩面，高效捕获预压缩气流提供给进气道，乘波机翼为飞行器提供高升阻比。
高超声速飞行器进气道机翼一体化设计方法

[发明专利]横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法-CN201410220303.4有效
发明人：尤延铖;李怡庆;韩伟强 -专利权人：厦门大学
申请日： 2014-05-23 - 公布日： 2014-08-06 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；按求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；将得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。
横向压力梯度可控乘波前体进气道一体化设计方法

[实用新型]一种可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器-CN201920681271.6有效
发明人：尤延铖;车欢欢;邱若凡 -专利权人：厦门大学
申请日： 2019-05-14 - 公布日： 2020-01-07 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：一种可变几何的宽速域高超声速乘波体飞行器，涉及乘波体飞行器。设有左可移动机翼、右可移动机翼、液压操纵系统、乘波前体、液压操纵杆、左铰接头、右铰接头、滑道、机身、左边条翼和右边条翼；所述左可移动机翼和右可移动机翼分别位于机身的两端，左可移动机翼与左边条翼固连，右可移动机翼与右边条翼固连，所述液压操纵系统整体位于机身的中部位置，液压操纵系统上附有液压操纵杆，所述液压操纵杆从液压操纵系统的左右两端伸出，乘波前体设在机身的前端；左铰接头和右铰接头分别固定在左边条翼和右边条翼上，滑道位于液压操纵系统的下方并固定在机身内部
可移动机翼液压操纵系统铰接头机身液压操纵杆飞行器波体固连滑道前体高超声速机身内部可变几何中部位置伸出

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