介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCWI)的一体化设计方法,设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下,获得了隔离段矩形出......

A design method based on tip to tail streamline tracing and osculating inward cone methods is discussed for designing th......

提出了一种前后缘型线同时可控的乘波体设计方法,在马赫数可控的外锥形曲面基准流场中,结合流线追踪技术和混合函数,实现了椭圆前......

飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞......

乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进......

乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高......

乘波体是一种利用激波包裹特性获得高升阻比的高速飞行器构型.已有研究中，乘波体气动性能的改善主要依赖于给定源流场条件下的前缘......

为了保持高超声速发动机流道构形，利用锥导乘波构形设计方法设计乘波侧缘与中心流道一体化构形构成高超声速飞行器基本构形，对设计构......

发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法。设计了Ma=6．0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气......

为了验证乘波体的设计方法，对设计马赫数6的锥导乘波体的三维流场进行了数值模拟。研究表明：设计点无粘流场与基准流场吻合，符合乘波......

文中对发动机/机身一体化乘波体外形的气动特性,采用SST湍流模型求解N-S方程进行了数值计算,并在FD-07风洞中进行了详细的测压试验......

对机身/发动机一体化构型的乘波体的气动特性进行了数值计算和分析,采用格心格式的有限体积方法求解雷诺平均N-S方程,对一体化构型......

吻切锥乘波体是一种非常重要的高超声速飞行器设计构型,设计出既具有较高升阻比又能保持较高容积效率的乘波体,仍然是研究的难点。......

在M∞=6，30km高空条件下，以升阻比为目标函数，进行了锥形流乘波体的黏性优化设计，讨论了影响乘波体升阻比的因素，并对优化结果进行了数......

拓展密切锥方法的设计灵活性,提出了一种定平面形状乘波体概念。推导了设计参数与平面形状之间的泛化几何关系,使用非均匀有理B样......

基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径。受热防护系统设计和材料加工工艺等限制,实际应用......

高超声速滑翔飞行器在高速突防、快速打击等方面具有重要应用前景，是航空航天领域的重要发展方向。针对高超声速飞行器快速、大空域......

乘波体是一种处于研究中的高超声速飞行器构型,本文阐述了一种基于样条插值曲线的乘波体外形构建方法,并用上述方法研究了其在给定......

采用多块分区网格以及并行计算技术对给定乘波构形的高超声速飞行器进行了数值模拟，分析了飞行器前缘小半径钝化对飞行器气动性能的......

提出了用相交楔锥流场构造乘波构型飞行器前体的方法.该方法利用无粘相交楔锥流场生成具有两个压缩面的乘波前体,不仅兼具楔型流场......

高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比"屏障",而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文......

针对定常楔形角方法生成的乘波体外形，直接通过CFD计算得到其外部粘性流场进而得到升阻比，然后应用遗传算法，以最大升阻比为目标，得到......