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申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学
摘要：本发明涉及一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法，包括：给定基础流场设计参数以确定基准流场；基础流场设计参数包括：乘波前体设计马赫数，乘波前体物面角，乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角；给定乘波前体设计型线和乘波后体设计型线；其中，包括：前体激波出口型线、前体上表面底部型线、后体激波出口型线和后体上表面底部型线；采用乘波后体设计型线、乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角生成乘波后体；采用乘波前体设计型线、乘波前体设计马赫数和乘波前体物面角生成乘波前体；将乘波后体与乘波前体在唇口位置处进行叠加，并拉伸乘波前体的前体底面至乘波后体的后体底面，以完成叠加式全乘波飞行器的设计。
主权项：1.一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1.给定基础流场设计参数以确定基准流场；其中，所述基础流场设计参数包括：乘波前体设计马赫数，乘波前体物面角，乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角；S2.给定乘波前体设计型线和乘波后体设计型线；其中，所述乘波前体设计型线包括：前体激波出口型线和前体上表面底部型线；所述乘波后体设计型线包括：后体激波出口型线和后体上表面底部型线；S3.对所述乘波后体进行设计；其中，采用乘波后体设计型线、乘波后体设计马赫数和乘波机翼段物面角并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波后体；S4.对所述乘波前体进行设计；其中，采用所述乘波前体设计型线、乘波前体设计马赫数和乘波前体物面角并基于吻切理论在吻切锥激波流场生成所述乘波前体；S5.将所述乘波后体与所述乘波前体在唇口位置处进行叠加，并拉伸所述乘波前体的前体底面至所述乘波后体的后体底面，以完成叠加式全乘波飞行器的设计。
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权利要求：
百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 一种基于吻切理论的叠加式全乘波飞行器设计方法
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