公开(公告)号：CN104149970B

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：CN201410423856.X

申请日：2014-08-26

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  韩伟强 ,  李怡庆 ,  滕健 ,  潘成剑

IPC: B64C21/02

CPC classification number: Y02T50/166

Abstract: 基于多孔介质的高超声速飞行器减阻方法，涉及飞行器减阻方法。在多孔介质材料坯板上等间距制作出圆柱形盲孔阵列，得到多孔介质材料板；多孔介质材料板开孔率为15％～30％，多孔介质材料板的厚度H为400～600μm，圆柱形盲孔阵列的相邻孔间距为80～120μm，圆柱形盲孔的深度d为250～350μm，圆柱形盲孔的直径φ为50～90μm；将高超声速飞行器的机身表面上的大面积较平滑过渡区域作为多孔介质材料板的安装点；通过安装铆钉等间距铆在多孔介质材料板的边缘与高超声速飞行器的机身固连。十分简单、应用造价低，可显著减少高超声速飞行器的所增加的飞行重量，从而提高飞行器的巡航距离和机动性。

公开(公告)号：CN104149970A

公开(公告)日：2014-11-19

申请号：CN201410423856.X

申请日：2014-08-26

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  韩伟强 ,  李怡庆 ,  腾健 ,  潘成剑

IPC: B64C21/02

CPC classification number: Y02T50/166

Abstract: 基于多孔介质的高超声速飞行器减阻方法，涉及飞行器减阻方法。在多孔介质材料坯板上等间距制作出圆柱形盲孔阵列，得到多孔介质材料板；多孔介质材料板开孔率为15％～30％，多孔介质材料板的厚度H为400～600μm，圆柱形盲孔阵列的相邻孔间距为80～120μm，圆柱形盲孔的深度d为250～350μm，圆柱形盲孔的直径φ为50～90μm；将高超声速飞行器的机身表面上的大面积较平滑过渡区域作为多孔介质材料板的安装点；通过安装铆钉等间距铆在多孔介质材料板的边缘与高超声速飞行器的机身固连。十分简单、应用造价低，可显著减少高超声速飞行器的所增加的飞行重量，从而提高飞行器的巡航距离和机动性。

公开(公告)号：CN103963996A

公开(公告)日：2014-08-06

申请号：CN201410220303.4

申请日：2014-05-23

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  李怡庆 ,  韩伟强

IPC: B64F5/00 ,  B64D33/02

Abstract: 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。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；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。可保证装置有较高的升阻力特性，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

公开(公告)号：CN103963996B

公开(公告)日：2015-11-11

申请号：CN201410220303.4

申请日：2014-05-23

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  李怡庆 ,  韩伟强

IPC: B64F5/00 ,  B64D33/02

Abstract: 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。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；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。可保证装置有较高的升阻力特性，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

公开(公告)号：CN203819494U

公开(公告)日：2014-09-10

申请号：CN201420266337.2

申请日：2014-05-23

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  李怡庆 ,  韩伟强

IPC: B64D33/02 ,  F02C7/04

Abstract: 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，二元进气道内压缩部分上表面向前延伸至设计状态下入射激波反射点位置。