CN110210096A - 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 - Google Patents
匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110210096A CN110210096A CN201910441637.7A CN201910441637A CN110210096A CN 110210096 A CN110210096 A CN 110210096A CN 201910441637 A CN201910441637 A CN 201910441637A CN 110210096 A CN110210096 A CN 110210096A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- section
- variable cross
- air intake
- intake duct
- dimensional
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明公开了匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，包括曲锥弹身、变截面三维内收缩进气道，方法步骤如下：1)根据曲锥弹身几何形状与燃烧室进口形状要求，设计变截面三维内收缩进气道进口形状与进气道肩部型线形状；2)将进气道进口型线与进气道肩部型线进行离散；3)求解轴对称基本流场，并根据变截面三维内收缩进气道进口形状在基本流场中进行流线追踪，获得对应流线；4)根据变截面三维内收缩进气道进出口形状的相对位置截断流线，并将所得流线进行三维排布获得变截面三维内收缩进气道压缩型面；5)以变截面三维内收缩进气道压缩型面为基础对匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道进行几何构造。
Description
技术领域
本发明涉及三维内收缩进气道的技术领域，特别是涉及匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法。
背景技术
临近空间飞行器的是目前国际各航空强国竞相争夺的战略制高点。以美国、俄罗斯为代表的世界强国均持续开展高超声速飞行器的研究工作。实现高超声速飞行的关键是吸气式推进系统，而其重中之重则是高超声速进气道的设计问题。进气道位于飞行器推进系统的最前端，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多的高压低速气流的作用。
长期的研究过程中，国内外学者提出了包括二元式进气道、轴对称式进气道和侧压式进气道在内的一系列进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，国内外学者对于三维内收缩进气道也开展了大量的研究，如：美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口；美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。
曲锥型弹身因其结构简单，容积率高等优点，较适合应用于高超声速弹类飞行器的研制，然而由于三维内收缩进气道几何外形的复杂性，长期以来都缺乏机体与三维内收缩进气道的一体化设计方法，尤其是用于匹配曲锥弹身的三维内收缩进气道一体化设计方法。由此可见，提供一种匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法对提高高超声速弹体飞行器的气动性能具有重要意义。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供了匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法。
本发明采用如下技术方案：匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，包括曲锥弹身、变截面三维内收缩进气道，所述变截面三维内收缩进气道包括变截面三维内收缩进气道压缩型面、变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线、进气道肩部型线、变截面三维内收缩进气道隔离段，所述变截面三维内收缩进气道的进口为异型进口，变截面三维内收缩进气道出口为椭圆形，所述变截面三维内收缩进气道压缩型面设于变截面三维内收缩进气道肩部型线处转平进入变截面三维内收缩进气道隔离段，变截面三维内收缩进气道通过变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线与曲锥弹身连续过渡，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线由设计条件下轴对称基本流场入射激波确定，构造流面的流线依据变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离将构造流面的流线截断，并将所得构造流面的流线在周向位置上构成流面得到变截面三维内收缩进气道压缩型面，获得能够完全匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道，方法步骤如下：
1)根据曲锥弹身几何形状与燃烧室进口形状要求，设计变截面三维内收缩进气道进口形状与进气道肩部型线形状；
2)将进气道进口型线与进气道肩部型线进行离散；
3)求解轴对称基本流场，并根据变截面三维内收缩进气道进口形状在基本流场中进行流线追踪，获得对应流线；
4)根据变截面三维内收缩进气道进出口形状的相对位置截断流线，并将所得流线进行三维排布获得变截面三维内收缩进气道压缩型面；
5)以变截面三维内收缩进气道压缩型面为基础对匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道进行几何构造,将进气道肩部型线向后等直拉伸得到变截面三维内收缩进气道隔离段。
优选地，所述曲锥弹身为输入量，根据曲锥弹身的几何形状可设计变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线，且变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线同时位于曲锥弹身、变截面三维内收缩进气道压缩型面之上，保证曲锥弹身与变截面三维内收缩进气道的连续过渡，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线为进气道进口与轴对称基本流场入射激波13的相贯线，该设计是为了保证设计状态下，入射激波能够将进气道进口封闭，从而实现全流量捕获高超声速来流。根据下游燃烧室的进口形状要求，可设计进气道肩部型线，需要说明的是,三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线和进气道肩部型线均为正向投影形状。
优选地，所述步骤2)中得到变截面三维内收缩进气道进口型线离散点、变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点与变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点相对应，变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点与变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点相对应。
优选地，所述轴对称基本流场为360°回转体，回转中心为轴对称基本流场回转轴线，回转母线为周对称基本流场壁面型线，运用特征线法求解轴对称基本流场，最终得到轴对称基本流场入射激波、轴对称基本流场反射激波。
优选地，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点在轴对称基本流场中进行流线追踪，得到构造流面的流线，所述流线追踪依据变截面三维内收缩进气道进口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离进行。
与现有技术相比，本发明具有的优点：利用本设计方法生成的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道同时兼顾了进出口截面形状与进气道的气动性能。进气道为三维内收缩进气道可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；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道保证了进气道不会由于匹配曲锥弹身的进口转变为椭圆形出口而牺牲气动性能，从而在不降低气动性能的情况下出色地完成匹配曲锥弹身的三维内收缩进气道的设计。
附图说明
图1是本发明的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道气动布局图。
图2是本发明的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道正向投影图。
图3是本发明轴对称基本流场示意图。
图4是本发明的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道三维轴侧图。
图5是本发明的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道三维透视轴侧图。
附图标记说明:1、曲锥弹身 2、变截面三维内收缩进气道 3、曲锥弹身回转轴线4、轴对称基本流场回转轴线 5、变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线 6、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线 7、进气道肩部型线 8、变截面三维内收缩进气道进口型线离散点 9、变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点 10、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点 11、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点 12、轴对称基本流场壁面型线 13、轴对称基本流场入射激波 14、轴对称基本流场反射激波 15、构造流面的流线 16、变截面三维内收缩进气道进口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离 17、变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离 18、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离19、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离 20、变截面三维内收缩进气道压缩型面 21、变截面三维内收缩进气道隔离段 22、变截面三维内收缩进气道出口。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
在本实施例中，需要理解的是，术语“中间”、“上”、“下”、“顶部”、“右侧”、“左端”、“上方”、“背面”、“中部”、等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，包括曲锥弹身(1)、变截面三维内收缩进气道(2)，所述变截面三维内收缩进气道(2)包括变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)、变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)、进气道肩部型线(7)、变截面三维内收缩进气道隔离段(21)，所述变截面三维内收缩进气道(2)的进口为异型进口，变截面三维内收缩进气道出口(22)为椭圆形，所述变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)设于变截面三维内收缩进气道(2)肩部型线处转平进入变截面三维内收缩进气道隔离段(21)，变截面三维内收缩进气道(2)通过变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)与曲锥弹身(1)连续过渡，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)由设计条件下轴对称基本流场入射激波(13)确定，构造流面的流线(15)依据变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(17)、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(19)将构造流面的流线截断，并将所得构造流面的流线在周向位置上构成流面得到变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)，获得能够完全匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道，方法步骤如下：
1)根据曲锥弹身(1)几何形状与燃烧室进口形状要求，设计变截面三维内收缩进气道(2)进口形状与进气道肩部型线(7)形状；
2)将进气道进口型线与进气道肩部型线(7)进行离散；
3)求解轴对称基本流场，并根据变截面三维内收缩进气道(2)进口形状在基本流场中进行流线追踪，获得对应流线；
4)根据变截面三维内收缩进气道(2)进出口形状的相对位置截断流线，并将所得流线进行三维排布获得变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)；
5)以变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)为基础对匹配曲锥弹身(1)的变截面三维内收缩进气道(2)进行几何构造,将进气道肩部型线(7)向后等直拉伸得到变截面三维内收缩进气道隔离段(21)。
优选地，所述曲锥弹身(1)为输入量，根据曲锥弹身(1)的几何形状可设计变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)，且变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)同时位于曲锥弹身(1)、变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)之上，保证曲锥弹身(1)与变截面三维内收缩进气道(2)的连续过渡，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)为进气道进口与轴对称基本流场入射激波13的相贯线，该设计是为了保证设计状态下，入射激波能够将进气道进口封闭，从而实现全流量捕获高超声速来流。根据下游燃烧室的进口形状要求，可设计进气道肩部型线(7)，需要说明的是,三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)和进气道肩部型线(7)均为正向投影形状。
优选地，所述步骤2)中得到变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)、变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点(9)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点(11)，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)与变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点(9)相对应，变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)与变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点(11)相对应。
优选地，所述轴对称基本流场为360°回转体，回转中心为轴对称基本流场回转轴线(4)，回转母线为周对称基本流场壁面型线，运用特征线法求解轴对称基本流场，最终得到轴对称基本流场入射激波(13)、轴对称基本流场反射激波(14)。
优选地，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)在轴对称基本流场中进行流线追踪，得到构造流面的流线(15)，所述流线追踪依据变截面三维内收缩进气道进口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(16)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(18)进行。
本匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方案在保持三维内收缩进气道优点的同时，实现了与曲锥弹身的匹配设计。此外，在传统的流线追踪基础上发明了变截面的设计方法，设计了进出口形状任意的变截面三维内收缩进气道。从而在不牺牲三维内收缩进气道气动特性的条件下完成了匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道的设计。
不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书所限定的保护范围为准。
Claims (5)
1.匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，其特征在于，包括曲锥弹身(1)、变截面三维内收缩进气道(2)，所述变截面三维内收缩进气道(2)包括变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)、变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)、进气道肩部型线(7)、变截面三维内收缩进气道隔离段(21)，所述变截面三维内收缩进气道(2)的进口为异型进口，变截面三维内收缩进气道出口(22)为椭圆形，所述变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)设于进气道肩部型线(7)处转平进入变截面三维内收缩进气道隔离段(21)，变截面三维内收缩进气道(2)通过变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)与曲锥弹身(1)连续过渡，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)由设计条件下轴对称基本流场入射激波(13)确定，构造流面的流线(15)依据变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(17)、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(19)将构造流面的流线截断，并将所得构造流面的流线在周向位置上构成流面得到变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)，方法步骤如下：
1)根据曲锥弹身(1)几何形状与燃烧室进口形状要求，设计变截面三维内收缩进气道(2)进口形状，与进气道肩部型线(7)形状，其中变截面三维内收缩进气道(2)进口形状包括变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)、变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)；
2)将进气道进口型线与进气道肩部型线(7)进行离散；
3)求解轴对称基本流场，并根据变截面三维内收缩进气道(2)进口形状在基本流场中进行流线追踪，获得对应流线；
4)根据变截面三维内收缩进气道(2)进出口形状的相对位置截断流线，并将所得流线进行三维排布获得变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)；
5)以变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)为基础对匹配曲锥弹身(1)的变截面三维内收缩进气道(2)进行几何构造,将进气道肩部型线(7)向后等直拉伸得到变截面三维内收缩进气道隔离段(21)。
2.根据权利要求1所述的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，其特征在于，所述曲锥弹身(1)为输入量，根据曲锥弹身(1)的几何形状可设计变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)，且变截面三维内收缩进气道进口与曲锥弹身相贯线(5)同时位于曲锥弹身(1)、变截面三维内收缩进气道压缩型面(20)之上，变截面三维内收缩进气道进口侧壁前缘型线(6)为进气道进口与轴对称基本流场入射激波(13)的相贯线。
3.根据权利要求1所述的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，其特征在于，所述步骤2)中得到变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)、变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点(9)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)、变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点(11)，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)与变截面三维内收缩进气道肩部型线离散点(9)相对应，变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)与变截面三维内收缩进气道肩部型线唇口侧离散点(11)相对应。
4.根据权利要求1所述的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，其特征在于，所述轴对称基本流场为360°回转体，回转中心为轴对称基本流场回转轴线(4)，回转母线为周对称基本流场壁面型线，运用特征线法求解轴对称基本流场，最终得到轴对称基本流场入射激波(13)、轴对称基本流场反射激波(14)。
5.根据权利要求1所述的匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法，其特征在于，所述变截面三维内收缩进气道进口型线离散点(8)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点(10)在轴对称基本流场中进行流线追踪，得到构造流面的流线(15)，所述流线追踪依据变截面三维内收缩进气道进口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(16)、变截面三维内收缩进气道唇口型线离散点至轴对称基本流场回转轴线的径向距离(18)进行。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910441637.7A CN110210096B (zh) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910441637.7A CN110210096B (zh) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110210096A true CN110210096A (zh) | 2019-09-06 |
| CN110210096B CN110210096B (zh) | 2022-05-17 |
Family
ID=67788638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910441637.7A Active CN110210096B (zh) | 2019-05-24 | 2019-05-24 | 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110210096B (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111553976A (zh) * | 2020-04-27 | 2020-08-18 | 南昌航空大学 | 一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法 |
| CN113800001A (zh) * | 2021-09-30 | 2021-12-17 | 西安航天动力研究所 | 一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法 |
| CN115871913A (zh) * | 2023-02-28 | 2023-03-31 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局及其构建方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103306820A (zh) * | 2013-06-28 | 2013-09-18 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速进气道及其壁面的三维确定方法 |
| CN104895676A (zh) * | 2015-04-14 | 2015-09-09 | 中国科学院力学研究所 | 一种高超声速变截面进气道及其设计方法 |
| CN106250597A (zh) * | 2016-07-26 | 2016-12-21 | 厦门大学 | 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法 |
| CN106837550A (zh) * | 2017-02-06 | 2017-06-13 | 厦门大学 | 高超声速三通道进气道的设计方法 |
-
2019
- 2019-05-24 CN CN201910441637.7A patent/CN110210096B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103306820A (zh) * | 2013-06-28 | 2013-09-18 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 超声速进气道及其壁面的三维确定方法 |
| CN104895676A (zh) * | 2015-04-14 | 2015-09-09 | 中国科学院力学研究所 | 一种高超声速变截面进气道及其设计方法 |
| CN106250597A (zh) * | 2016-07-26 | 2016-12-21 | 厦门大学 | 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法 |
| CN106837550A (zh) * | 2017-02-06 | 2017-06-13 | 厦门大学 | 高超声速三通道进气道的设计方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| TIAN CHAO等: "A parameterized geometry design method for inward turning inlet compatible waverider", 《CHINESE JOURNAL OF AERONAUTICS》 * |
| 万能 等: "一种正向乘波前体设计方法初步研究", 《固体火箭技术》 * |
| 李怡庆等: "曲锥前体／三维内转进气道一体化设计与分析", 《航空动力学报》 * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111553976A (zh) * | 2020-04-27 | 2020-08-18 | 南昌航空大学 | 一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法 |
| CN111553976B (zh) * | 2020-04-27 | 2023-05-12 | 南昌航空大学 | 一种激波与压力分布同时可控的三维内转进气道设计方法 |
| CN113800001A (zh) * | 2021-09-30 | 2021-12-17 | 西安航天动力研究所 | 一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法 |
| CN113800001B (zh) * | 2021-09-30 | 2024-02-27 | 西安航天动力研究所 | 一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法 |
| CN115871913A (zh) * | 2023-02-28 | 2023-03-31 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局及其构建方法 |
| CN115871913B (zh) * | 2023-02-28 | 2023-06-30 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110210096B (zh) | 2022-05-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105151306B (zh) | 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法 | |
| CN104632411B (zh) | 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道 | |
| CN110210096A (zh) | 匹配曲锥弹身的变截面三维内收缩进气道设计方法 | |
| CN105775158B (zh) | 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 | |
| CN106250597B (zh) | 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法 | |
| CN107013334B (zh) | 一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法 | |
| CN105667812A (zh) | 高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法 | |
| CN104908975B (zh) | 飞行器前体与内乘波式高超声速进气道一体化设计方法 | |
| CN110450963B (zh) | 高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统 | |
| CN107867387B (zh) | 一种内外流乘波飞行器布局 | |
| CN103174520B (zh) | 亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法 | |
| Slater | Design and analysis tool for external-compression supersonic inlets | |
| CN110304267B (zh) | 高超声速飞行器设计方法及系统 | |
| CN107514311A (zh) | 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法 | |
| CN115871913B (zh) | 一种高升阻比吸气式飞行器一体化气动布局的构建方法 | |
| CN105221264A (zh) | 基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道设计方法 | |
| Yu et al. | 3D inverse method of characteristics for hypersonic bump-inlet integration | |
| CN104912667A (zh) | 一种分步进行的高超声速内收缩进气道设计方法 | |
| CN111003196B (zh) | 一种全乘波飞行器及其设计方法和系统 | |
| CN110188447A (zh) | 完全气动过渡的三维方转椭圆进气道设计方法 | |
| CN111348169A (zh) | 一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化设计方法 | |
| CN105539863B (zh) | 高超声速飞行器前体、进气道及支板一体化气动布局方法 | |
| CN106438047A (zh) | 埋入式进气道内通道的设计方法 | |
| CN110175408A (zh) | 带附面层隔离泄流的三维内转进气道设计方法 | |
| CN211975175U (zh) | 一种带环向自适应引流管的三维内转进气道 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |