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[发明专利]融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法-CN202211448206.1在审
发明人：丁峰;谢长龙;柳军;黄伟 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-11-18 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：求解激波底部点的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；求解各个吻切平面前缘点，所有吻切平面前缘点组成融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点，构成乘波体下表面，得到乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线，构成乘波体上表面，吻切平面上表面后缘点组成乘波体上表面后缘线本发明应用于气动外形设计领域，在现有边条翼设计思想基础上，设计乘波边条翼，并将乘波边条翼与乘波主翼进行有效融合，解决吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞性能难以提高的问题。
融合乘波边条翼吻切轴对称卡门乘波体设计方法

[发明专利]一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法-CN201610927947.6有效
发明人：柳军;符翔;王源杰;丁峰;刘珍;黄伟;罗仕超;李开;张宝虎;闻讯 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-10-31 - 公布日： 2017-07-21 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种大容积高升阻比脊形吻切锥乘波体设计方法，首先，给定乘波体的飞行条件、尺寸约束和性能要求，根据吻切锥理论和尺寸约束来设计吻切锥乘波体；然后，根据尺寸约束设计容积体；最后，基准乘波体与容积体结合，并进行翼身融合操作，以重新设计乘波体上表面并得到最终的脊形吻切乘波体。本发明可以根据任务需求来设计满足容积指标的脊形乘波体，在有攻角的情况下具有高升阻比气动性能，有效解决了容积要求导致乘波体升阻比损失的问题。
一种容积高升脊形吻切锥乘波体设计方法

[发明专利]基于前缘水平投影型线吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法-CN202211447120.7在审
发明人：丁峰;谢长龙;柳军;周芸帆 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-11-18 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于前缘水平投影型线吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：建立原始基准流场；求解各个激波底部点对应的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；由前缘水平投影型线，求解各个吻切平面前缘点，组成三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点构成乘波体下表面，组成乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线构成乘波体上表面，组成乘波体上表面后缘线；乘波体上表面后缘线和下表面后缘线构成乘波体底面，乘波体上表面、乘波体下表面和乘波体底面共同组成基于前缘水平投影型线吻切轴对称冯卡门乘波体。本发明应用于高超声速飞行器气动外形设计领域，提高了吻切轴对称冯卡门乘波体外形的设计自由度。
基于前缘水平投影型线吻切轴对称卡门乘波体设计方法

[发明专利]吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法-CN201811546831.3有效
发明人：丁峰;柳军;张文浩;刘珍;陈韶华;吴世超 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-12-18 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场，并将其作为原始基准流场；应用吻切轴对称理论，将原始基准流场等比例缩放为吻切平面基准流场,在各吻切平面基准流场进行流线追踪生成吻切平面流线，所有吻切平面流线放样构成乘波体下表面，在吻切平面生成上表面自由流线，所有吻切平面上表面自由流线放样构成乘波体上表面，乘波体下表面、乘波体上表面和乘波体底面组成吻切轴对称冯卡门乘波体。本发明解决原始冯卡门乘波体设计方法中原始冯卡门乘波体激波底部型线只能是圆弧的局限。
轴对称卡门乘波体设计方法

[发明专利]一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法-CN202311023165.6有效
发明人：段佳昕;刘愿;高亮杰;钱战森 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
申请日： 2023-08-15 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提出一种变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体设计方法，属于高超声速飞行器的气动外形设计技术领域。包括：S1.给定设计参数，设计参数包括马赫数变化范围、激波角变化范围，每个吻切面内设计马赫数和激波角沿展向方向的规律；S2.给定基本型线和吻切面内的曲激波型线；S3.求解吻切平面内曲锥基准流场，获得吻切平面内乘波体下表面流线；S4.获得变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体，基于上表面基本型线和曲激波型线、吻切平面内乘波体下表面流线和乘波体底面共同组成变马赫数变激波角轴导吻切流场乘波体。本发明拓展了乘波设计的变量空间，解决乘波体展向设计空间和应用范围低，气动性能不理想的问题。
一种马赫数激波角轴导吻切流场乘波体设计方法

[发明专利]融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法-CN201811546832.8有效
发明人：丁峰;柳军;张文浩;刘珍;陈韶华;吴世超 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-12-18 - 公布日： 2019-09-06 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种融合低速翼型的吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，将冯卡门曲线回转体母线修型为尖头冯卡门曲线回转体母线，设计尖头冯卡门曲线回转体；求解绕零攻角尖头冯卡门曲线回转体的超声速轴对称基准流场，并将其作为原始基准流场；应用吻切轴对称理论，生成乘波体三维基准流场。乘波体下表面采用吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法进行设计，得到吻切轴对称冯卡门乘波面，乘波体上表面采用在吻切平面中利用低速翼型上型线进行设计，得到融合低速翼型的上表面。本发明解决原始冯卡门乘波体设计方法中乘波体激波底部型线只能是圆弧的局限，同时提高了冯卡门乘波体低速升阻比性能，更有利于该类乘波体应用于宽速域飞行器设计。
波体卡门轴对称低速翼型回转体尖头基准流上表面母线融合超声速轴对称飞行器设计原始基准切平面上型线升阻比下表面求解波面攻角激波流场修型应用三维局限

[发明专利]基于变激波角吻切锥理论的滑翔‑巡航两级乘波体设计方法-CN201510615727.5有效
发明人：柳军;丁峰;王庆文;金亮;刘珍;黄伟;闻讯;刘元春;徐亚雄;姚雷雷;李开 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2015-09-24 - 公布日： 2017-02-01 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种基于变激波角吻切锥理论的滑翔‑巡航两级乘波体设计方法，包括滑翔级乘波体设计和巡航级乘波体设计。首先给定基本型线和设计参数，然后采用吻切锥理论设计巡航级乘波体，确定乘波体前缘线，再根据巡航级乘波体前缘线和滑翔级激波出口型线在每个吻切平面内确定各自激波角，进而由吻切锥理论获得滑翔级基准流场，在滑翔级基准流场中进行流线追踪设计滑翔级下表面，保证两级乘波体共用一条前缘线。其有效解决了锥导法设计两级乘波体时激波出口型线只能是圆弧的问题，并解决了吻切锥理论设计两级乘波体滑翔级存在溢流不乘波的问题。本发明设计出来的两级乘波体在滑翔阶段和巡航阶段均具有良好的乘波性能，在飞行全过程中均具有较高的升阻比。
基于激波切锥理论滑翔巡航两级乘波体设计方法

[发明专利]可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体的设计方法-CN201811471837.9有效
发明人：刘珍;柳军;丁峰;陈韶华;张文浩 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-12-04 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体的设计方法，先给定给定乘波体构型的宽度W，上表面后缘线以及激波出口型线，接着设计轴对称基准流场的回转体母线，然后将激波出口型线离散成若干点，求解每个离散点对应的吻切平面以及每个吻切平面对应的轴对称基准流场在每个吻切平面内对应的轴对称基准流场中，首先通过自由流线法得到前缘点，然后从前缘点向后进行流线追踪直至后缘点，进而得到每个吻切平面内的流线。最后生成可变壁面压力分布规律吻切流场乘波体气动构型。本发明拓宽了乘波体的展向设计自由度，使其可以根据乘波体在展向不同位置的性能需求，设计壁面压力分布规律连续变化的轴对称流场作为不同吻切平面内的基准流场。
可变压力分布规律吻切流场乘波体设计方法

[发明专利]基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法-CN202310205214.1在审
发明人：朱呈祥;丁晓婷;郑晓刚;汤祎麒;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2023-03-06 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：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。
基于三维弯曲激波融合乘波体设计方法

[发明专利]变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法-CN201811233191.0有效
发明人：柳军;刘珍;丁峰;陈韶华;张文浩 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-10-23 - 公布日： 2020-08-11 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：一种变马赫数吻切流场乘波体的气动外形设计方法，先给定设计马赫数范围，并设计马赫数沿乘波体展向的变化规律曲线；给定上表面后缘线和激波出口型线，并将激波出口型线离散成若干离散点；给定来流参数及激波角β，求解激波出口型线上各离散点对应的吻切平面以及各吻切平面内的锥形基准流场；求解各吻切平面对应的前缘点、后缘点，进而得到各吻切平面内的流线，将所有前缘点光滑连接组成前缘线，将所有后缘点光滑连接组成下表面后缘线。各吻切平面内的流线放样生成下表面，前缘线和上表面后缘线放样生成上表面，上表面后缘线和下表面后缘线组成底面，得到变马赫数吻切流场乘波体气动外形。本发明所设计的乘波体外形更加适用于进行宽速域飞行。
马赫数吻切流场乘波体气动外形设计方法

[发明专利]基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法-CN202110497873.8在审
发明人：尤延铖;张涛;郑晓刚;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-05-08 - 公布日： 2021-07-23 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：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，进而增加飞行器的总体性能。
基于局部偏转理论马赫数乘波体反设计方法

[发明专利]激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法-CN202210604138.7在审
发明人：郑晓刚;尤延铖;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-30 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：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。
激波形状压力分布同时可控双乘波构型设计方法

[发明专利]基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法-CN202310869542.1在审
发明人：李怡庆;贡天宇;郑晓刚 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2023-07-17 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明涉及基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法，包括以下步骤：(1)设计外压缩激波流场并离散基波曲面，应用局部偏转吻切理论求解激波各个离散点处的流动特征；(2)设计内压缩激波曲面，获得内外压缩激波间相贯线；通过相贯线反设计乘波机体前缘；(3)根据乘波机体前缘，在激波流场中求解并获得乘波表面；(4)根据乘波机体前缘，在内收缩激波曲面上设计进气道激波产生侧型线，生成三维内转进气道；(5)根据乘波机体前缘和进气道激波产生侧型线，设计全乘波背部型面。本发明保留三维内转进气道自身有点的同时，采用一种具有高计算精度激波流场求解方法，完成乘波体的精准设计，实现了乘波体与三维内转进气道的高效内外流一体化。
基于局部偏转理论全乘波内外流一体化设计方法

[发明专利]一种给定三维前缘线的吻切乘波体设计方法-CN201711428332.X有效
发明人：王晓燕;柳军;符翔;陈韶华;丁峰;吴世超 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2017-12-26 - 公布日： 2018-10-26 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种给定三维前缘线的吻切乘波体设计方法，解决现有的设计方法不能直接指定三维前缘线的问题。该方法通过给定三维前缘线以及流场参数，根据三维前缘线计算对应的激波出口型线，完成吻切面流场求解，最终生成对应的乘波体。本发明基于吻切锥理论，在仅给定三维前缘线和流场参数的情况下设计乘波体，不需要考虑激波型线的影响，直接控制三维前缘线，实现了工程上对三维前缘线有要求的乘波体的按需设计。
前缘线三维波体流场激波切面求解

[发明专利]一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局结构及方法-CN201810587782.1有效
发明人：夏明;石伟峰;白璐;张帅;张志雄 -专利权人：中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心;中国商用飞机有限责任公司
申请日： 2018-06-08 - 公布日： 2021-03-23 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：本发明主要属于乘波体气动布局技术领域，具体涉及一种超声速客机的可折叠式乘波体气动布局。所述可折叠式乘波体气动布局，包括机身、主翼、边条翼、垂尾、位于所述主翼上的前掠翼、鸭翼和动力装置，所述鸭翼的后掠角以及所述前掠翼的前掠角能够调节；通过调节所述鸭翼的后掠角以及所述前掠翼的前掠角能够使所述乘波体气动布局呈现展开构型或折叠构型；所述展开构型具有大展弦比，适用于低亚声速起飞、着陆以及适用于跨声速巡航；所述折叠构型为乘波体的构型，适用于超声速巡航。该可折叠式乘波体气动布局兼顾了起降、跨声速飞行以及超声速巡航的优势。
一种超声速客机折叠式乘波体气动布局结构方法

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