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公开(公告)号：CN119429151A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411882072.3
申请日：2024-12-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据飞行包线确定飞行马赫数范围，确定宽域时变乘波外形各级乘波外形的设计马赫数和飞行高度。根据飞行任务需求给定固定的宽域时变乘波外形的三维前缘型线和乘波面积。调节基本流场的激波型线方程，根据设计曲线间的几何关系，利用弯曲激波理论快速求解获得具有相同三维前缘型线和乘波面积的各级乘波外形。根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面。组合各级乘波外形，实现基于弯曲激波理论的宽域时变乘波外形设计。可根据任务需求和飞行环境自主连续地改变乘波外形，有效提升飞行包线下的气动性能，能够适应宽速域的飞行工况和各种飞行任务。
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公开(公告)号：CN119429150A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411881819.3
申请日：2024-12-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计。根据设计需求任意指定乘波体出口捕获型线、乘波体水平投影型线和激波出口型线中的两条，建立设计曲线之间的几何关系并求解乘波体三维前缘型线和所乘三维激波的解析表达式。使用基于弯曲激波理论的流场解析法快速获得吻切面内流线的泰勒级数表达，并通过坐标变换实现考虑来流条件和激波形状的乘波面参数化表达。根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面，实现基于弯曲激波理论的乘波体快速解析设计。在保证乘波体设计精度的同时有效提升设计效率，可通过选取合适的设计曲线获得更高的升阻比和更好的宽域性能，有利于工程上对乘波体的快速优化设计。
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公开(公告)号：CN117786854A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311817096.6
申请日：2023-12-27
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: V形钝化前缘宽速域降热反设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。给定V形前缘的扩张角、直前缘段扫掠曲线，以及飞行马赫数的区间，将该马赫数区间离散为一系列来流马赫数；根据二维激波脱体距离理论预测方法，计算不同来流马赫数下直前缘段前缘脱体激波的位置；给定三波点的位置及弯曲激波的几何形状，逆向求解不同来流马赫数对应的弯曲壁面扫掠曲线；不同来流马赫数对应的扫掠曲线呈包络关系，根据最高来流马赫数对应的扫掠曲线，通过扫掠生成V形钝化前缘三维型面。飞行中通过烧蚀使V形钝化前缘在马赫数变化时变为该来流马赫数所对应的设计型面。降低宽速域飞行时激波附面层干扰强度，提高三维内转式进气道在宽速域飞行中的安全性、稳定性。
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公开(公告)号：CN117703591A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311825093.7
申请日：2023-12-27
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于非对称马赫反射的两级压缩进气道强制起爆方法，涉及高超声速两级压缩弯曲爆震发动机进气道领域。包括以下步骤：1)根据设计要求给定设计参数确定进气道肩部的位置。2)在肩部位置安装能够进行偏转的挡板，使得挡板偏转后流场波系结构能够发生变化。在挡板偏转后，基本流场可能出现两种激波反射形式：规则反射和马赫反射。3)当发动机不起爆时，根据传感器捕获的流场参数结合激波理论通过控制挡板的偏转角度保证两级压缩进气道反射激波与挡板产生的激波干扰后的反射形式为马赫反射。4)马赫杆下游的气流的压力和温度将会升高，当达到起爆要求的温度和压力时，将实现强制起爆的效果。5)在起爆完成后，挡板将收回到初始位置。
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公开(公告)号：CN116595648A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310609194.4
申请日：2023-05-26
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15
Abstract: 基于弯曲激波理论的V形唇口钝化降热反设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。给定来流马赫数和V形唇口的扩张角，根据二维激波距离理论预测方法得到前缘脱体激波的位置；给定弯曲激波以及二次透射激波的几何形状，再通过弯曲流线/特征线法(MOCC)方法逆向求解该段超声速段的壁面形状的型线；以五次方程拟合出该两点之间的曲线反设计出超声速‑亚声速混合段型线；根据已知的超声速段所得型线以及超声速‑亚声速混合段型线，给定直前缘段的型线、前缘倒圆半径与扩张角扫掠生成三维内转式进气道的唇口。实现三维进气道唇口钝化型面的反演设计，使得三维内转式进气道的安全性，稳定性得到提高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114802799A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210561359.0
申请日：2022-05-23
Applicant: 厦门大学
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN113868770A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111180283.9
申请日：2021-10-11
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , F02C7/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。
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公开(公告)号：CN112298599A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011206178.3
申请日：2020-11-02
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的全三维乘波体反设计方法，1)根据设计要求指定全三维基准流场内三维外流激波，全三维外流激波采用椭圆或非轴对称形状设计；2)将全三维外流激波离散为一系列参考平面，根据全三维外流激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维外压缩基本流场；3)设计全三维乘波体捕获型线并在步骤2)的全三维外压缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维乘波体下表面压缩型面，所述型线采用椭圆曲线或非轴对称形状；4)以下表面压缩型面为基础对高超声速全三维乘波体进行几何构造：根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维乘波体。
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公开(公告)号：CN105775158B
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201610126144.0
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00
Abstract: 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。包括以下步骤：根据设计要求指定三维激波曲面；以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在基本流场中进行逆流向流线追踪；设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型；以压缩型面为基础对高超声速细长体飞行器进行几何构造。生成的细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高，可保证全流量捕获来流，增大发动机推力，减小外流阻力；拓宽进气道的工作马赫数范围，实现内外乘波部分的自然过渡。
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公开(公告)号：CN214383417U
公开(公告)日：2021-10-12
申请号：CN202022496544.5
申请日：2020-11-02
Applicant: 厦门大学
IPC: B64G1/00
Abstract: 一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维乘波体，所述全三维乘波体设有全三维乘波体下表面压缩型面、全三维乘波体上表面型面、全三维乘波体前缘捕获型线；所述全三维乘波体下表面压缩型面于全三维乘波体前缘捕获型线处进入全三维乘波体上表面型面。所述全三维乘波体为全三维带横向流动的乘波体，增大升力的同时减小外流阻力；且横向流动可帮助低能流向两侧移动，高能流向中心汇聚，提高飞行器性能。
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