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[发明专利]一种“等物面-变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法-CN201610488670.1有效
发明人：黄伟;李世斌;王振国;张天天;李埌全;颜力 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-06-29 - 公布日： 2018-06-12 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法，其涉及宽速域飞行器的气动外形设计技术领域，其适用于多种乘波飞行器的设计原理，假设气流经过激波面后，气流方向直接转变成与物面平行的方向，在确定上缘线后，由上缘线可以求得变马赫数激波流场情况下的乘波飞行器前缘线；采用流线追踪方法得到与前缘线相对应的后缘线；基于上缘线、前缘线和后缘线来确定“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器构型。通过变马赫数乘波飞行器的设计方法，解决乘波飞行器在宽速域范围内气动性能不稳定的缺陷，实现在宽速域范围内均具有良好乘波特性的气动外形设计，进而使其在宽速域范围内的气动性能均保持在良好气动性能。
马赫数飞行器物面气动性能上缘域乘飞行器设计气动外形后缘线前缘线设计技术领域飞行器前缘波特性激波面构型激波流场流线平行追踪

[发明专利]基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法-CN201611006547.8有效
发明人：刘珍;柳军;丁峰;黄伟;王源杰;陈韶华;罗仕超;符翔;闻讯;张宝虎 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-11-16 - 公布日： 2017-07-21 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明涉及滑翔飞行器的气动外形设计技术领域，具体涉及一种基于锥导理论的宽速域多级变体滑翔乘波飞行器设计方法。包括以下步骤(S1)给定滑翔飞行器的飞行速域范围及任务要求，根据飞行速域范围及任务要求提取飞行马赫数范围，并确定多级滑翔乘波体的级数及各级滑翔乘波体的设计马赫数；(S2)给定固定的激波角及多级滑翔乘波体的上表面后缘线，以各级滑翔乘波体的设计马赫数作为设计参数设计各级乘波面；(S3)构建乘波体上表面，并用第一级滑翔乘波体的底面作为多级滑翔乘波体的底面，与各级乘波面一起构成多级滑翔乘波飞行器构型。本发明拓宽了飞行器设计的速域范围，能够更好地适应和满足宽速域内飞行任务要求。
基于理论宽速域多级变体滑翔飞行器设计方法

[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：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

[发明专利]一种飞行速度与气体模型自适应乘波体设计方法-CN202310213407.1在审
发明人：王利;李国良;杨云军;周伟江;刘晓文;陈广强;吴凡;赵琪琦 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2023-03-01 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提出一种自适应乘波体设计方法。针对宽速域范围(Ma6～Ma25)高超声速乘波体设计，根据不同速域适用的气体模型不同的特点，选择恰当的气体模型开展乘波体设计。针对气体模型适用性模糊的中速域(Ma10‑15左右)，分别生成基于完全气体模型及真实气体模型的乘波体，采用适应钝头体计算的多组分非平衡PNS快速计算方法进行升阻比性能评估，择优确定最终乘波体外形。由此可以根据速域范围自适应选择恰当的基准流场气体模型，使基准流场在各速域更接近乘波体真实流场环境，相较单一完全气体模型这种方法理论上能够获得性能更优的乘波体。
一种飞行速度气体模型自适应乘波体设计方法

[发明专利]一种乘波基体构造方法、助推级飞行器以及机翼控制系统-CN202210131370.3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： 2022-02-14 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： B64G1/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种乘波基体的构造方法，包括根据飞行器两级入轨飞行任务以及级间分离条件确定来流条件；根据现有基于乘波体可变翼展助推级飞行器的现有特征，确定所述乘波基体的基准线线型，并确定基准线线型的所有组成曲线的曲线函数；利用来流条件和曲线函数，通过锥导激波理论计算得到乘波基体。利用所述的乘波基体构建两级入轨的助推级飞行器，包括该乘波基体的合适位置增加可变翼展的机翼；其机翼变形控制系统用于根据具体的飞行条件可以智能自适应调节翼展、后掠角以及上、下反角，在满足宽速域的高升阻比气动特性外，实现助推级飞行器的宽速域飞行稳定性，能够更好地适应并满足两级入轨宽速域飞行以及级间分离任务。
一种基体构造方法助推飞行器以及机翼控制系统

[发明专利]基于反设计壁面点的变马赫数“串联”宽速域乘波飞行器设计方法-CN202111030116.6在审
发明人：黄伟;赵振涛;颜力;李世斌;金宏盛;王宏 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学;中国人民解放军96755部队
申请日： 2021-09-03 - 公布日： 2021-11-19 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于反设计壁面点的变马赫数“串联”宽速域乘波飞行器设计方法，包括：S1.给定设计马赫数变化规律并求解自由来流设计马赫数；S2.利用有旋特征线方法求解基于反设计壁面点的变马赫数“串联”超声速轴对称基准流场；S3.在所述变马赫数“串联”超声速轴对称基准流场内进行流线追踪，生成变马赫数“串联”宽速域乘波飞行器的气动外形。本发明可有效提高变马赫数宽速域乘波飞行器构型设计的自由度，丰富其设计方案。
基于设计面点马赫数串联宽速域乘波飞行器方法

[发明专利]基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法-CN201710871292.X有效
发明人：黄伟;赵振涛;李世斌;李埌全;颜力;张天天;廖磊 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2017-09-22 - 公布日： 2019-05-03 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提出一种基于吻切锥理论的变马赫数“并联”宽速域乘波飞行器设计方法，首先给定乘波飞行器上表面后缘线和激波出口型线，然后进行设计马赫数区间的离散配置并生成基准流场，采用某种离散规律，将设计马赫数区间进行离散化，并将其与上表面后缘线上的离散点相匹配，从而可使上表面后缘线上的离散点在不同马赫数下的基准流场内进行流线追踪，以获得下表面后缘线以及前缘线，进而即设计出了具有变马赫数乘波构型的乘波飞行器。其克服了现有宽速域乘波飞行器设计方案中“可重复性”与“可复现性”差的缺点、突破了锥导乘波飞行器的激波面只能是圆锥形的这一局限、满足了飞行速域更宽、空域更广的这一需求，进一步拓展了乘波飞行器的实用性。
马赫数后缘线飞行器飞行器设计上表面域乘基准流离散点并联可重复性离散配置复现性激波面离散化前缘线下表面构型激波流线匹配空域追踪局限飞行拓展

[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]一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法及系统-CN202210879045.5有效
发明人：陈树生;冯聪;李猛;杨华;高正红 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-25 - 公布日： 2022-10-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法及系统，首先采用增加容积的方法对构建的锥导乘波体的前缘进行钝化，然后利用气动优化方法对宽速域高超声速飞行器的翼型进行优化，考虑到飞行器要进行超声速飞行，对原始翼型在设定超声速及亚音速巡航状态进行多目标优化，得到的最优翼型的下表面具有双S特性，能够在亚声速下在翼型前后缘形成加载和平衡力矩，在超声下形成前后激波用于增加下表面压强；最后，将钝化的锥导乘波体和基于最优翼型建模的机翼耦合得到宽速域高超声速飞行器
一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法系统

[发明专利]满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质-CN202011286963.4有效
发明人：李国良;刘晓文;廖鹏;龚安龙;周伟江 -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： 2022-06-24 - 主分类号： B64C1/00 文献下载
摘要：本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质。布局方法包括：建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。
满足宽速域乘波性能飞行器气动布局方法设备介质

[发明专利]宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法-CN201910061640.6有效
发明人：丁峰;柳军;张文浩;刘珍;陈韶华;吴世超;王晓燕 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-01-23 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明提供一种宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法，在全乘波飞行器上安装机翼，机翼为变后掠伸缩机翼。所述变后掠伸缩机翼能够通过伸缩改变其展长，而且能够通过转动来改变其后掠角。0.6至0.8时，机翼的前缘后掠角变为30度，展长缩短；当飞行马赫数介于0.8至2.0时，机翼的前缘后掠角变为60度，展长进一步缩短；当飞行马赫数大于2.0时，机翼全部缩进机身，气动布局变为高超声速巡航全乘波飞行器宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局在飞行马赫数0.3至2.0状态下的升阻比性能比原始全乘波飞行器的显著提高。
宽速域全乘波飞行器变后掠伸缩气动布局设计方法

[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]一种等激波流场-变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法-CN201610492746.8有效
发明人：黄伟;李世斌;王振国;李埌全;颜力 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-06-29 - 公布日： 2018-08-28 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种等激波流场‑变马赫数宽速域乘波飞行器设计方法，涉及高超声速飞行器的气动外形设计技术领域，所针对的对象为高超声速飞行器，速域范围为Ma≥5。该设计方法基于特定的激波流场，得到不同马赫数对应条件下的物面角，进而采用流线追踪方法得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。基于简化锥导乘波体设计理论，当乘波体上缘线确定后，基于定激波流场的设计准则，可以确定变马赫数乘波飞行器的前缘线，然后采用流线追踪法，在变圆锥面的基础上，可以得到变马赫数乘波飞行器的后缘线。在确定了上缘线、前缘线和后缘线后，将每条流线连接成一个整体面，即可得到乘波飞行器的上表面和下表面，从而完成飞行器的设计。
一种激波马赫数宽速域乘波飞行器设计方法

[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]一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法-CN201710424007.X有效
发明人：蒋崇文;胡姝瑶;郭培旭;高振勋;李椿萱 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-06-07 - 公布日： 2020-05-26 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：本发明公开一种高超声速乘波鸭翼气动布局，属于高超声速飞行器气动布局设计领域。该布局在鸭翼与主翼翼面参数的选取中融入乘波设计，能够在保证容积率的同时提高飞行器的高超声速气动特性；采用的鸭翼布局能够大幅提升飞行器的低速特性，并避免飞行器气动焦点在宽速域内的大幅移动，从而实现低、高速气动同时，通过对乘波鸭翼与乘波主翼间的相对位置进行合理设计，利用乘波鸭翼尾流的上洗流区增加主翼的有效迎角，进一步提升乘波主翼的高超声速气动特性。
一种高超声速乘波鸭翼气动布局方法

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