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[发明专利]一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法-CN201210558589.8有效
发明人：崔凯;胡守超;李广利;屈志朋 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2012-12-20 - 公布日： 2013-04-10 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体及其设计方法，双乘波体对拼吸气式高超飞行器前体包括：左乘波体和右乘波体，所述左乘波体和右乘波体间隔预定间距对称设置；拼接面，形成在所述左、右乘波体的下前缘线之间，所述拼接面用于缝合左右乘波体下前缘线间的缝隙，并作为前体的升力面为飞行器提供额外的升力；上壁面，形成在所述拼接面前缘线和所述左、右乘波体上前缘线之间，所述上壁面用于缝合左右乘波体上前缘线间的缝隙。本发明通过形成双乘波体结构，并在双乘波体之间形成用于合理缝合左右乘波体下前缘线间缝隙且提升飞行器气动/容积综合性能的拼接面和上壁面，这样，就能够很好地提升飞行器腹部空间的利用。
一种双乘波体吸气高超飞行器及其设计方法

[实用新型]双进气道高超声速乘波体飞行器装置-CN201420305916.3有效
发明人：李怡庆;尤延铖;滕健 -专利权人：厦门翔腾航空科技有限公司
申请日： 2014-06-10 - 公布日： 2014-11-26 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：双进气道高超声速乘波体飞行器装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体、一对内乘波进气道和中间乘波体；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部和内乘波进气道隔离段；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，所述中间乘波体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段。在保持乘波体飞行器与内乘波进气道优点的同时，实现了双进气道高超声速乘波体的一体化设计，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的双进气道装置。
双进气道高超声速乘波体飞行器装置

[发明专利]一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法-CN202010522540.1有效
发明人：卫锋;贺旭照;贺元元;吴颖川;马志成;丁国昊;张俊韬;秦思 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心
申请日： 2020-06-10 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明属于高超声速飞行器空气动力学外形设计领域，公开了一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法，通过给定基本型线和参数，计算生成双后掠轴对称曲面锥流场，在双后掠轴对称曲面锥流场的后缘截面，根据双后掠乘波体的宽度确定后缘激波型线，给定约束条件，获取双后掠乘波体前缘线沿轴向投影于后缘截面内的投影曲线，投影曲线沿对称中心轴轴向向前扫掠所形成的曲面与双后掠轴对称曲面锥流场的激波面相交，生成双后掠乘波体前缘线，并通过顺向流线追踪，形成双后掠乘波体乘波面，获取双后掠乘波体自由流面和双后掠乘波体后缘截面，完成乘波体设计。
一种流线追踪轴对称曲面锥流场双后掠乘波体设计方法

[发明专利]一种“双体”乘波体的参数化设计方法-CN201810400729.6有效
发明人：柳军;王晓燕;陈韶华;符翔;丁峰;金亮;刘珍;闻讯 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-04-28 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：一种“双体”乘波体的参数化设计方法，其首先给定流场参数、乘波体相关几何约束和激波出口型线，然后使用三次样条曲线作前缘线水平投影型线并通过设置控制参数将其参数化，再基于给定的出口型线以及前缘线水平投影型线完成吻切面流场的求解，最终生成生成适用于“双发”情况下进气道一体化设计的乘波体。依照本发明所提供的方法所设计的乘波体以给定前缘线水平投影型线为基础并参数化，生成了一种“双体”乘波体，既适用于“双发”情况下与进气道的一体化设计，又增大了乘波体的容积率。
波体水平投影前缘线双体进气道参数化设计一体化设计参数化流场三次样条曲线设置控制参数切面几何约束容积率激波求解

[发明专利]基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法-CN202210561359.0在审
发明人：朱呈祥;曹盛;施崇广;胡梅晓;卢洪波;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-23 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。
基于弯曲激波理论三维两级压缩双乘波一体化设计方法

[发明专利]一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体-CN201710533299.0有效
发明人：段焰辉;吴文华;范召林;张培红;刘深深;余雷;童富林;赵鹏 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2017-07-03 - 公布日： 2019-11-01 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明公开一种带过渡段的尖顶点双后掠密切锥乘波体，所述乘波体的每一个前缘分别由两条直线段和连接直线段的过渡曲线组成，从尖点开始第一条直线段对应第一个后掠角，第二条直线段对应第二个后掠角，两个后掠角的角度在设计阶段可控这种乘波体能够有效利用其后掠效应在上表面产生与双三角翼类似的稳定分离涡，同时双后掠前缘扩大了乘波体的平面面积，能够更大程度的提高乘波体的升力，还无需降低体积效率；第二个后掠角角度小，与双三角翼效果类似，更有利于改善乘波体的低速性能；过渡段保证了两个后掠部分的前缘在几何上一阶导数连续。
波体后掠角直线段后掠过渡段前缘过渡曲线三角翼尖顶低速性能二阶导数连接直线设计阶段体积效率一阶导数分离涡阶导数上表面尖点可控升力保证

[发明专利]一种基于投影法的定平面形状的双后掠乘波体设计方法-CN201911098434.9在审
发明人：罗世彬;王逗;易怀喜 -专利权人：湖南云顶智能科技有限公司
申请日： 2019-11-12 - 公布日： 2020-05-15 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明提供一种基于投影法的定平面形状的双后掠乘波体设计方法。本发明生成的双后掠乘波体在高速时具有乘波特性以及大迎角非线性升力，本发明实施例在20°攻角时升力增幅高达22.41％，在低速时升阻比达到7，具有涡波效应来提高升阻比，具有宽速域的气动性能。
一种基于投影平面形状双后掠乘波体设计方法

[发明专利]一种基于密切方法的非对称双乘波构型设计方法-CN202310916988.5有效
发明人：吴颖川;卫锋;李姝源;王琪;丛戎飞;刘建霞;丁智坚;周正 -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： 2023-07-25 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明提供一种基于密切方法的非对称双乘波构型设计方法，包括步骤：S1、根据设计指标采用特征线法获得第一轴对称曲面压缩外锥流场及激波面；S2、以S1的激波面为约束，利用特征线法获得第二轴对称曲面锥及第二轴对称曲面压缩外锥流场及激波面；S3、在后缘截面内构造双密切流场，为乘波体生成提供约束；S4、利用密切方法及流线追踪法得到上乘波体；S5、利用密切方法及流线追踪法得到下乘波体；S6、将上乘波体的自由流面和下乘波体的自由流面重合并对上乘波体和下乘波体进行装配，生成非对称双乘波构型。本发明可实现乘波机体激波面、升阻比、容积率、复杂流场结构的解耦设计，适用于新型滑翔类、吸气类飞行器设计。
一种基于密切方法对称双乘波构型设计

[发明专利]基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法-CN201610602089.8有效
发明人：刘传振;白鹏;陈冰雁;杨云军 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2016-07-27 - 公布日： 2019-05-10 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了基于非均匀有理B样条曲线的双后掠乘波体设计方法，包括：激波出口型线包括圆弧段和与圆弧段不相切的直线段；根据激波出口型线的斜率将流动捕获曲线分为三段，形成三个区域：钝头区域、第一后掠区域和第二后掠区域样条曲线表示激波出口型线，控制点AEB确定激波出口型线的圆弧段，控制点FCD共线确定激波出口型线的直线段，控制点BFC确定第一后掠区域对应的第一后掠段，重节点方法保证圆和直线的互不干扰；提取出激波出口型线的控制参数，通过乘波体的平面形状，确定乘波体外形。采用非均匀有理B样条曲线确定双后掠乘波体的激波出口型线，进而获取双后掠乘波体外形，得到兼顾低速和高超声速性能的乘波体。
基于均匀有理曲线双后掠乘波体设计方法

[发明专利]一种并联双乘波体两级入轨飞行器水平级间分离设计方法-CN202210173791.2有效
发明人：汪运鹏;王粤;姜宗林 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-02-25 - 公布日： 2022-05-03 - 主分类号： B64G1/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种并联双乘波体两级入轨飞行器水平级间分离设计方法，包括构建轨道级乘波体飞行器和助推级乘波体飞行器的组合体结构；在所述的组合体结构的飞行达到级间分离条件时，使助推级乘波体飞行器的两侧翼所受升力不平衡，进而使组合体结构绕机身侧向滚转90°；在保持组合体结构的侧向滚转90°下，轨道级乘波体飞行器在自身动力推动下沿助推级乘波体飞行器上表面进行水平分离动作；轨道级乘波体飞行器脱离助推级乘波体飞行器后，继续侧向滚转90°，并爬升至目标轨道，助推级乘波体飞行器反向滚转90°恢复初始的飞行状态，实现两者水平级间分离。
一种并联双乘波体两级飞行器水平分离设计方法

[发明专利]双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法-CN201410257292.7在审
发明人：李怡庆;尤延铖;滕健;潘成剑 -专利权人：厦门翔腾航空科技有限公司
申请日： 2014-06-11 - 公布日： 2015-12-30 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法，涉及临近空间飞行器。先指定空气动力学特征再反推出满足该特征的设计方案。指定某复杂形状的三维激波曲面，获取其横向曲率中心变化规律；由此反推出满足乘波设计所需的一系列基本流场；在每一周向位置的基本流场中进行不同曲率中心，不同径向位置的流线追踪；最终获得能够产生该指定复杂三维激波曲面的乘波装置，即双进气道高超声速乘波体飞行器设计方案。本发明在实现飞行器与进气道一体化的同时实现双进气道设计为双发动机高超声速飞行器的设计提出了解决办法。
双进气道高超声速乘波体飞行器设计方法

[发明专利]反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇-CN202111254244.9有效
发明人：许常悦;王方元;王彬;余元元 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-10-27 - 公布日： 2023-02-10 - 主分类号： B64F5/60 文献下载
摘要：本发明公开了反置乘波体头部及具有该反置乘波体头部的超音速火箭橇，包括反置乘波体头部、火箭橇橇身、5个双圆弧型支架、2个整流罩、5个紧固连接件、滑车、火箭发动机等部件；反置乘波体头部是将根据设计工况设计的乘波体上下表面互换所得；反置乘波体头部与火箭橇橇身表面光滑过渡；如果条件允许，本发明还提出，可采用整流罩对火箭橇附近空气进行整流；本发明提出的具有反置乘波体头部的超音速火箭橇可将高压气体控制在上方，可以解决和规避头部弓形激波与地面及轨道扣件发生碰撞反射导致的火箭橇周期性振动问题
反置乘波体头部具有超音速火箭

[发明专利]内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法-CN202011230880.3有效
发明人：俞宗汉;黄国平;王瑞琳;严雪阳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： B64C30/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体上表面为Bump前体，下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道。上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题
外流双乘波高速吸气飞行器及其生成方法

[发明专利]一种双后掠布局的乘波体-CN201610912726.1有效
发明人：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： 2016-10-19 - 公布日： 2019-01-25 - 主分类号： B64C21/00 文献下载
摘要：一种双后掠布局的乘波体，所述的乘波体的上表面为自由流面追踪得到的平面，下表面为具有乘波性能的曲面，该曲面通过钝头区域、大后掠角区域和小后掠角区域进行描述；其中，钝头区域为乘波体设计中的流线追踪曲面，钝头前缘线在对称轴处的切率为零；大后掠角区域也称内翼部分，平滑连接于钝头区域的两侧，其外型面由前缘线和曲线组成，前缘线为大后掠直线，后掠角范围50°‑80°，且前缘线末端与钝头区域边缘之间的距离小于乘波体半展长的30％，曲线为乘波体设计中的流线追踪线
一种双后掠布局乘波体

[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。两级压缩的内乘波TBCC进气道采用基于双入射激波的内收缩基本流场进行流线追踪设计，进气道的第二级压缩型面设计为可调型面，控制低速涡轮模态与高速冲压模态的过渡转换。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

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