CN113279860B - 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法 - Google Patents

一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113279860B
CN113279860B CN202110628468.5A CN202110628468A CN113279860B CN 113279860 B CN113279860 B CN 113279860B CN 202110628468 A CN202110628468 A CN 202110628468A CN 113279860 B CN113279860 B CN 113279860B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
air inlet
inlet channel
control section
middle control
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.)
Active
Application number
CN202110628468.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113279860A (zh
Inventor
贺榆波
杨青真
施永强
高翔
陈玲玲
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202110628468.5A priority Critical patent/CN113279860B/zh
Publication of CN113279860A publication Critical patent/CN113279860A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113279860B publication Critical patent/CN113279860B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation

Abstract

本发明一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道及方法，属于飞行器技术领域；包括进气道第一S弯段和进气道第二S弯段，两者的交界面为中间控制截面；中间控制截面作为第一S弯段的出口，同时作为第二S弯段的入口；中间控制截面呈内凹形，由上、下、左、右四段相切的圆弧组成，其中上、下两段圆弧具有相同的圆心和圆心角，圆心位于截面上方；中间控制截面的上段圆弧向进气道中心线下凹，使得进气道上方内表面与中间控制截面相对应位置形成内鼓包结构。本发明引入内鼓包结构，通过中间控制截面使得气流在管道内部发生两次反向偏转，实现了对进气道内部部件及压气机叶片的全方位遮挡，使得进气道在进出口面中心偏距较小时具有较好的雷达隐身性能。

Description

一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道及方法
技术领域
本发明属于飞行器技术领域，具体涉及一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道及方法。
背景技术
S形进气道因其良好的隐身性能被广泛应用于军用飞机和无人机，其紧凑、弯曲的管道外形也使其易于安装和一体化外形设计。这种S形的航空发动机进气道可以实现对发动机内部部件的遮挡，有效地增加了进气道内电磁波的反弹次数，减弱了雷达回波信号，但也会对流场的均匀性带来不利影响。实验和数值模拟都证明了S形进气道曲率的剧烈变化会在进气道出口处造成显著的压力损失和严重的流动畸变，从而降低了推进效率。
目前S弯进气道主要分为单S弯进气道和双S弯进气道。其中单S弯进气道容易受到机身尺寸影响，使得进气道进出口面中心偏距较小，在俯视时可直接照射到压气机叶片，从而无法有效地对进气道内部部件及压气机叶片进行遮挡，在个别探测角度下其前向雷达隐身特性无法满足设计要求。文章“不同进口的双S弯进气道气动及雷达特性研究”，出版于“计算机仿真,2018,35(05):35-39”，提出的双S弯进气道则可以在较小中心偏距下，利用管道两次反向偏转实现对压气机叶片全方位遮挡。但常规的双S弯进气道在第一S弯与第二S弯交界面处形状为自由拉伸形状，无法对交界面形状进行参数化设计和优化设计。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道及方法，通过中间控制截面的引入，在保证进气道气动性能的前提下，解决了单S弯进气道在进出口面中心偏距较小时某些入射角度雷达隐身特性不满足设计需求的问题，同时解决了传统双S弯进气道中间控制截面无法参数化设计的问题。
本发明的技术方案是：一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，包括进气道第一S弯段和进气道第二S弯段，两者之间光滑连接；其特征在于：所述进气道第一S弯段和进气道第二S弯段的交界面为中间控制截面；所述中间控制截面作为第一S弯段的出口，同时作为第二S弯段的入口；
所述中间控制截面呈内凹形，由上、下、左、右四段相切的圆弧组成，其中上、下两段圆弧具有相同的圆心和圆心角，圆心位于截面上方；左、右两侧圆弧中心角为180°，形状尺寸相同，并且分别与上、下两段圆弧相切；所述中间控制截面的上段圆弧向进气道中心线下凹，使得进气道上方内表面与中间控制截面相对应位置形成内鼓包结构。
本发明的进一步技术方案是：所述进气道第一S弯段入口为进气道喉道，出口为中间控制截面，气流在第一S弯管道内偏离轴向向下偏转，并在出口处恢复至轴向方向；所述进气道第二S弯段入口为中间控制截面，出口为进气道出口，与压气机入口相连，气流在第二S弯管道内偏离轴向向上偏转，并在出口处恢复至轴向方向。
本发明的进一步技术方案是：所述第一S弯段和第二S弯段的中心线在中间控制截面处相切，且斜率均为0。
本发明的进一步技术方案是：所述中间控制截面的上、下两段圆弧中心角取值为40°～70°之间。
本发明的进一步技术方案是：所述进气道第一S弯段与第二S弯段型面根据进出口面形状以及中心线变化规律，通过UG或CATIA等三维建模软件直接扫掠生成，或采用基于曲率控制的方法生成中间多个截面的形状，进而生成所述进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面。
一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道的设计方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：确定进气道进、出口面形状；
首先，根据设计需求，确定进气道进、出口的形状；再确定进气道进口面积为A1，进气道出口面积为A2，进气道总长度为L；
步骤二：确定中间控制截面形状及位置；
首先，采用以下公式计算进气道进口到出口的面积变化规律：
Figure BDA0003102791470000031
其中，x为进气道中间任意截面距离进气道进口的轴向距离；A为距离进气道进口轴向距离为x处的管道横截面的面积；
然后，通过调整中间控制截面的位置，使得内鼓包进气道实现对出口截面的全方位遮挡，即确定为最终中间控制截面的位置；最后将确定的中间控制截面的轴向位置x带入式(1)，求出中间控制截面面积；
步骤三：获得进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面；
首先，采用以下公式得到进气道第一S弯和进气道第二S弯中心线变化规律：
Figure BDA0003102791470000032
式中，Δy为S弯管道的进出口截面中心偏距，x为截面距离S弯管道入口的轴向距离，y为x位置处截面的中心偏距；
然后，根据式(2)的中心线变化规律，采用基于曲率控制的方法，生成进气道第一S弯段和第二S弯段的型面。
本发明的进一步技术方案是：所述步骤一中进气道进口形状为矩形，出口形状为圆形。
本发明的进一步技术方案是：所述中间控制截面位置选择在距离进气道进口x＝2/5L处。
本发明的进一步技术方案是：所述中间控制截面的上下两段圆弧中心角为50°。
有益效果
本发明的有益效果在于：本发明通过在单S弯进气道基础上引入中间控制截面，生成一种内鼓包S弯进气道。该内鼓包进气道通过中间控制截面使得气流在管道内部发生两次反向偏转，实现了对进气道内部部件及压气机叶片的全方位遮挡，使得进气道在进出口面中心偏距较小时具有较好的雷达隐身性能。同时，在S弯进气道中间引入内鼓包可将上壁面低能气流挤压至进气道两侧，从而抑制了进气道内大规模流动分离。此外，相比于传统双S弯进气道，内鼓包进气道实现了对中间控制截面的参数化设计，便于对进气道进行优化设计。
为了避免气流在通过中间控制截面时横向偏移量过大而造成额外的损失，中间控制截面横向宽度应与进气道入口和进气道出口宽度相近，因此将中间控制截面的上、下两段圆弧中心角设置为40°～70°之间，避免其由于“过宽”或者“过窄”而造成气流发生较大的横向偏转。
图1为内鼓包进气道和单S弯进气道在入射频率10GHz，水平极化方式下RCS分布曲线，其中内鼓包进气道与单S弯进气道具有相同的进出口位置和形状。有图可知，在俯仰和水平探测平面内，绝大多数探测角下内鼓包进气道RCS均明显小于单S弯进气道，隐身性能得到提升。此外，内鼓包进气道和单S弯进气道总压恢复系数分别为0.9781和0.9877，气动性能得到保证。
附图说明
图1为本发明提出的内鼓包进气道整体示意图。
图2为本发明提出的内鼓包进气道沿中间对称面剖视图。
图3为本发明提出的内鼓包进气道中间控制截面示意图。
图4为内鼓包进气道与单S弯进气道RCS曲线分布。
附图标记说明：1.进气道第一S弯段11.进气道第一S弯段中心线2.进气道第二S弯段21.进气道第二S弯段中心线3.中间控制截面31.中间控制截面上段圆弧32.中间控制截面下段圆弧33.中间控制截面左侧圆弧34.中间控制截面右侧圆弧。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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和简化描述，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。
参照图1所示，本发明一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，包括进气道第一S弯段1和进气道第二S弯段2，两者之间光滑连接；所述进气道第一S弯段1和进气道第二S弯段2的交界面为中间控制截面3；中间控制截面3作为第一S弯段的出口，同时作为第二S弯段的入口；具体的所述进气道第一S弯段1入口为进气道喉道，出口为中间控制截面3，气流在第一S弯管道1内偏离轴向向下偏转，并在出口处恢复至轴向方向；进气道第二S弯段2入口为中间控制截面3，出口为进气道出口，与压气机入口相连，气流在第二S弯管道2内偏离轴向向上偏转，并在出口处恢复至轴向方向。
所述第一S弯段1和第二S弯段2的中心线在中间控制截面3处相切，且斜率均为0。
所述进气道第一S弯段1与第二S弯段2型面根据进出口面形状以及中心线变化规律，通过UG或CATIA等三维建模软件直接扫掠生成，或采用基于曲率控制的方法生成中间多个截面的形状，进而生成所述进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面。
所述中间控制截面3呈内凹形，由上、下、左、右四段相切的圆弧组成，其中上、下两段圆弧具有相同的圆心和圆心角，圆心位于截面上方；左、右两侧圆弧中心角为180°，形状尺寸相同，并且分别与上、下两段圆弧相切；所述中间控制截面的上段圆弧向进气道中心线下凹，使得进气道上方内表面与中间控制截面相对应位置形成内鼓包结构。其中，中间控制截面3的上、下两段圆弧中心角取值为40°～70°之间。
本实施例中一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道的具体设计方法，包括以下步骤：
步骤一：确定进气道进出口面形状及位置
根据设计需求，确定进气道进口和出口面形状及空间位置。本实施例中选择矩形进气道进口形状，矩形长600mm，宽400mm；进气道出口为圆形，半径为R＝275mm；进气道总长度L＝2000mm；进出口中心偏距为200mm。
步骤二：确定中间控制截面形状及位置
首先，选择进气道进口到出口的面积变化规律，本实施例采用式(1)的面积变化规律：
Figure BDA0003102791470000051
式中，x为进气道中间任意截面距离进气道进口的轴向距离；A1和A2分别为进气道进出口面积；A为距离进气道进口轴向距离为x处的管道横截面的面积；L为进气道总长度。
然后，确定中间控制截面在轴向和纵向方向的位置，本实施例将中间控制截面位置选择在距离进气道进口x＝2/5L＝800mm处，然后调整截面纵向位置，使得内鼓包进气道实现对出口截面的全方位遮挡，本实施例中中间控制截面中心与进气道进口截面中心偏距为338mm。
最后，将中间控制截面轴向位置x带入式(1)，求出中间控制截面面积。
进一步地，确定中间控制截面上段圆弧半径及中心角。本实施例中选择中间控制截面上下两段圆弧中心角为50°，上段圆弧半径370mm。最后结合式(1)求出的中间控制截面面积，便可获得中间控制截面下端圆弧半径等设计参数，如图4所示。
步骤三：获得进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面
选择进气道第一S弯和进气道第二S弯中心线变化规律，如图3所示。本实施例采用式2的中心线变化规律：
Figure BDA0003102791470000061
式中Δy为S弯管道的进出口截面中心偏距，x为截面距离S弯管道入口的轴向距离，y为x位置处截面的中心偏距。
最后，通过式2的中心线变化规律，采用基于曲率控制的方法，生成进气道第一S弯段和第二S弯段的型面。至此，一套具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道设计全部完成。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (8)

1.一种具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，包括进气道第一S弯段和进气道第二S弯段，两者之间光滑连接；其特征在于：所述进气道第一S弯段和进气道第二S弯段的交界面为中间控制截面；所述中间控制截面作为第一S弯段的出口，同时作为第二S弯段的入口；
所述中间控制截面呈内凹形，由上、下、左、右四段相切的圆弧组成，其中上、下两段圆弧具有相同的圆心和圆心角，圆心位于截面上方；左、右两侧圆弧中心角为180°，形状尺寸相同，并且分别与上、下两段圆弧相切；所述中间控制截面的上段圆弧向进气道中心线下凹，使得进气道上方内表面与中间控制截面相对应位置形成内鼓包结构；
所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道的设计方法，步骤如下：
步骤一：确定进气道进、出口面形状；
首先，根据设计需求，确定进气道进、出口的形状；再确定进气道进口面积为A1，进气道出口面积为A2，进气道总长度为L；
步骤二：确定中间控制截面形状及位置；
首先，采用以下公式计算进气道进口到出口的面积变化规律：
Figure FDA0003433475960000011
其中，x为进气道中间任意截面距离进气道进口的轴向距离；A为距离进气道进口轴向距离为x处的管道横截面的面积；
然后，通过调整中间控制截面的位置，使得内鼓包进气道实现对出口截面的全方位遮挡，即确定为最终中间控制截面的位置；最后将确定的中间控制截面的轴向位置x带入式(1)，求出中间控制截面面积；
步骤三：获得进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面；
首先，采用以下公式得到进气道第一S弯和进气道第二S弯中心线变化规律：
Figure FDA0003433475960000012
式中，Δy为S弯管道的进出口截面中心偏距，x为截面距离S弯管道入口的轴向距离，y为x位置处截面的中心偏距；
然后，根据式(2)的中心线变化规律，采用基于曲率控制的方法，生成进气道第一S弯段和第二S弯段的型面。
2.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述进气道第一S弯段入口为进气道喉道，出口为中间控制截面，气流在第一S弯管道内偏离轴向向下偏转，并在出口处恢复至轴向方向；所述进气道第二S弯段入口为中间控制截面，出口为进气道出口，与压气机入口相连，气流在第二S弯管道内偏离轴向向上偏转，并在出口处恢复至轴向方向。
3.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述第一S弯段和第二S弯段的中心线在中间控制截面处相切，且斜率均为0。
4.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述中间控制截面的上、下两段圆弧中心角取值为40°～70°之间。
5.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述进气道第一S弯段与第二S弯段型面根据进出口面形状以及中心线变化规律，通过UG或CATIA三维建模软件直接扫掠生成，或采用基于曲率控制的方法生成中间多个截面的形状，进而生成所述进气道第一S弯段和进气道第二S弯段型面。
6.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述步骤一中进气道进口形状为矩形，出口形状为圆形。
7.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述中间控制截面位置选择在距离进气道进口x＝2/5L处。
8.根据权利要求1所述具有中间控制截面的内鼓包S弯进气道，其特征在于：所述中间控制截面的上下两段圆弧中心角为50°。
CN202110628468.5A 2021-06-07 2021-06-07 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法 Active CN113279860B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110628468.5A CN113279860B (zh) 2021-06-07 2021-06-07 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110628468.5A CN113279860B (zh) 2021-06-07 2021-06-07 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113279860A CN113279860A (zh) 2021-08-20
CN113279860B true CN113279860B (zh) 2022-03-22

Family

ID=77283635

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110628468.5A Active CN113279860B (zh) 2021-06-07 2021-06-07 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113279860B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113895636B (zh) * 2021-11-18 2024-01-05 北京机电工程研究所 一种埋入式隐身外形进气道
CN114233511B (zh) * 2021-11-27 2023-07-21 西北工业大学 一种带有飞机排气隐身矢量格栅的喷管
CN114776461B (zh) * 2022-03-25 2023-04-07 中国民用航空飞行学院 一种用于航空发动机的s弯喷管及其设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102926888A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身排气***
CN105197255A (zh) * 2015-09-25 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道曲面设计方法
CN205738118U (zh) * 2016-06-22 2016-11-30 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种具有隐身功能的并排双s弯进气道
CN107229798A (zh) * 2017-06-02 2017-10-03 南京航空航天大学 一种双s弯喷管设计方法
AU2021100358A4 (en) * 2021-01-20 2021-04-15 Rakesh Ahuja IFCE- Robot Bird Flying System: Intelligent Robot Bird Flying Controllability Evaluation System
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105697150B (zh) * 2016-03-07 2017-09-19 厦门大学 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102926888A (zh) * 2012-11-16 2013-02-13 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种隐身排气***
CN105197255A (zh) * 2015-09-25 2015-12-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种进气道曲面设计方法
CN205738118U (zh) * 2016-06-22 2016-11-30 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种具有隐身功能的并排双s弯进气道
CN107229798A (zh) * 2017-06-02 2017-10-03 南京航空航天大学 一种双s弯喷管设计方法
CN112879162A (zh) * 2021-01-19 2021-06-01 南京航空航天大学 一种s弯偏距可调的航空发动机进气道
AU2021100358A4 (en) * 2021-01-20 2021-04-15 Rakesh Ahuja IFCE- Robot Bird Flying System: Intelligent Robot Bird Flying Controllability Evaluation System

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Design of shape morphing hypersonic inward-turning inlet using multistage optimization;Jifei Wang等;《Aerospace Science and Technology》;20170731;第66卷;第44-58页 *
一种紧凑式无人机进气道设计和流动控制研究;赵霞、朱宇;《飞机设计》;20121231;第32卷(第6期);第1-6页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113279860A (zh) 2021-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113279860B (zh) 一种具有中间控制截面的内鼓包s弯进气道及方法
CN102926888B (zh) 一种隐身排气***
CN101813027B (zh) 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法
CN109250144B (zh) 后掠角及上/下反角直接可控的吻切锥乘波体设计方法
WO2022095163A1 (zh) 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法
US20210200917A1 (en) Basic flow-field of double straight conical shock waves with controllable downstream flow-field parameters and design method thereof
CN110589010B (zh) 高超声速大装载空间乘波体设计方法
CN105134383B (zh) 基于流线偏折的高超声速内转式进气道唇罩设计方法
CN109927917A (zh) 一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法
CN113153529B (zh) 基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法
CN111003196B (zh) 一种全乘波飞行器及其设计方法和***
CN110990955A (zh) 一种高超声速Bump进气道设计方法及***
CN113120244B (zh) 一种提高背负式并列双发双s弯进气道性能的设计方法
CN105205220A (zh) 一种高超声速内转式进气道的内通道设计方法
CN111942600B (zh) 一种无附面层隔道进气道
CN111797477B (zh) 一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构
CN112644720A (zh) 一种极化选择进气道设计方法
CN112287611A (zh) 一种降低凸起物气动热干扰的局部外形优化方法
CN115659705B (zh) 一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道
CN109677630B (zh) 基准流场激波形状可控的强几何约束下的乘波体设计方法
CN115221639A (zh) 适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法
CN114261530A (zh) 最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法
CN111460580B (zh) 一种使用三次多项式扩充乘波体容积的方法
CN111824431A (zh) 基于整体可控山脊式压力分布的高速进气道进口前体
CN110816871A (zh) 一种新的基于锥导法的两级乘波体设计方法

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