与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法

发明专利有效专利

申请号：
CN201710413366.5
IPC分类号：B64D33/02;B64F1/00
申请日期：
2017-06-05
申请人：
南京航空航天大学

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法律信息

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著录项信息

专利名称	与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法
申请号	CN201710413366.5	申请日期	2017-06-05
法律状态	授权	申报国家	中国
公开/公告日	2017-08-25	公开/公告号	CN107089341A
优先权	暂无	优先权号	暂无
主分类号	B64D33/02 ? IPC结构图谱： B 作业；运输 B6 交通运输 B64 飞行器；航空；宇宙航行 B64D 用于与飞机配合或装到飞机上的设备；飞行衣；降落伞；动力装置或推进传动装置在飞机中的配置或安装 B64D33/00 其他类目不包含的动力装置部件或辅助设备在飞机内的布置 B64D33/02 进气口燃烧的（用于燃气涡轮机装置或喷气推进装置的进气口本身入F02C 7/04；一般用于内燃机的进气口入F02M 35/00）	IPC分类号	B;6;4;D;3;3;/;0;2;;;B;6;4;F;1;/;0;0查看分类表>
申请人	南京航空航天大学	申请人地址	江苏省南京市御道街29号变更专利地址、主体等相关变化，请及时变更，防止失效
权利人	南京航空航天大学	当前权利人	南京航空航天大学
发明人	谭慧俊;庄逸;满延进;陈昊;殷宁;张可心
代理机构	南京苏高专利商标事务所（普通合伙）	代理人	张弛

摘要

本发明公开了一种与飞行器一体化的高超声速进气道外压缩面设计方法，通过采用一体化约束下的进气道总体设计参数分析、与前体匹配时的进气道外部压缩型面设计、前体两侧型面设计、进气道外部压缩面与前体的三维分析与调整设计等总体设计流程，该设计方法能够快速完成进气道外部压缩型面、前体过渡型面和前体背部型面的设计，且同时满足进气道和飞行器前体的内外流气动特性要求。通过引入相关修正角度和激波形状经验公式，该设计方法可考虑前体前缘弧线、前体前缘倒圆等因素对进气道外部压缩型面配波设计的影响。该设计方法还给出了依据三维仿真结果对进气道外部压缩面设计结果的具体调整方法。

序号	公开(公告)号	公开(公告)日	申请日	专利名称	申请人
该专利没有引用任何外部专利数据！

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