(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210879045.5 (22)申请日 2022.07.25 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114936430 A (43)申请公布日 2022.08.23 (73)专利权人 西北工业大 学 地址 710072 陕西省西安市碑林区友谊西 路127号 (72)发明人 陈树生　冯聪　李猛　杨华　 高正红　 (74)专利代理 机构 西安通大专利代理有限责任 公司 6120 0 专利代理师 范巍 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06T 17/00(2006.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01)(56)对比文件 CN 106043738 A,2016.10.26 CN 114186351 A,202 2.03.15 CN 106364697 A,2017.02.01 CN 109484623 A,2019.0 3.19 US 2006226283 A1,20 06.10.12 CN 110304267 A,2019.10.08 US 20191 12032 A1,2019.04.18 US 2021269137 A1,2021.09.02 US 2011311099 A1,201 1.12.22 Zhu Wensheng 等.Layout Optimizati on for Blended W ing Body Aircraft Structure. 《Internati onal Journal of Aero nautical and Space Sciences》 .2019, Tian-tian Zhang等.A design ap proach of wide-speed-range vehicles based o n the cone-derived theory. 《Aerospace Science and Technology》 .2017,第71卷 《海军航空工程学院学报》 .高超 声速ISR平 台乘波外形优化设计及需求验证. 《海 军航空工 程学院学报》 .2019, (续) 审查员 胡莹莹 (54)发明名称 一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计 方法及系统 (57)摘要 本发明公开了一种宽速域高超声速飞行器 气动布局设计方法及系统， 首先采用增加容积的 方法对构建的锥导乘波体的前缘进行钝化， 然后 利用气动优化方法对宽速域高超声速飞行器的 翼型进行优化， 考虑到飞行器要进行超声速飞 行， 对原始翼型在设定超声速及亚音速巡航状态 进行多目标优化， 得到的最优翼型的下表面具有 双S特性， 能够在亚声速下在翼型前后缘形成加 载和平衡力矩， 在超声下形成前后激波用于增加 下表面压强； 最后， 将钝化的锥导乘波体和基于 最优翼型建模的机翼耦合得到宽速域高超声速飞行器。 [转续页] 权利要求书2页 说明书6页 附图7页 CN 114936430 B 2022.10.25 CN 114936430 B (56)对比文件 Honggang Gao等.Trim St rategy, Co ntrol Model, and Fl ight Dynamics Characteristics of Canard Rotor/W ing Aircraft i n Transiti on Mode. 《IE EE》 .2019, 赵志等.高超 声速锥导乘波体流场的数值模 拟研究. 《弹箭与制导学报》 .20 09,(第05期), 车竞等.类乘波体飞行器的气动力工程计算(英文). 《空气动力学 学报》 .20 07,(第03期), 王发民等.乘波布局飞行器 宽速域气动特性 与研究. 《中国科 学(E辑:技 术科学)》 .2009,(第 11期), 高建力等.高超 声速飞行器参数化几何建模 研究. 《计算机 仿真》 .20 08,(第02期), 孙祥程等.高超声速飞行器 宽速域翼型/ 机 翼设计与分析. 《航空学报》 .2018,(第0 6期),2/2 页 2[接上页] CN 114936430 B1.一种宽 速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： 步骤1、 构建宽 速域高超声速飞行器的锥导乘波体， 所述锥导乘波体的构建方法如下： S11、 设定锥导乘波体的基本参数， 包括锥导乘波体的上缘线和圆锥激波流场； S12、 将上缘线沿圆锥激波流场的轴向投影至圆锥激波流场的圆锥面上， 得到锥导乘波 体的前缘线， 前缘线表达式如下： 其中，R为圆锥激波流场的底部圆半径， L为圆锥激波流场的流场长度， θ为圆锥激波流 场的半锥角， x为前缘线的 x坐标，y,z分别为前缘线的 y坐标和z坐标； S13、 根据锥导乘波体的前缘线并结合 流线追踪法求 解得到锥导乘波体的下表面； S14、 根据锥导乘波体的前缘线并结合自由流 面法得到锥导乘波体的上表面； S15、 将步骤S13得到的下表面和步骤S14得到的上表面耦合得到锥导乘波体； 步骤2、 对锥导乘波体的前缘进行钝 化处理， 得到前缘 钝化的锥导乘波体； 步骤3、 对设定的原始翼型进行参数化， 确定参数化翼型的样本点气动参数， 以参数化 翼型为输入， 样本点气动参数为输出建立代理模型， 以原始翼型在超声速及亚音速巡航状 态的升阻比为优化目标， 对代理模型进行寻优得到最优翼型； 采用CST方法对设定的原 始翼型进行参数化， 得到的参数化翼型的表达式如下： 其中，ψ为参数化翼型的 x坐标， 为参数化翼型的 y坐标， 为类函数， N1， N2为函数 类参数，S( ψ )为形函数； 步骤4、 根据最优翼型建立三维机翼， 并将三维机翼与将步骤2得到的前缘钝化的锥导 乘波体进行耦合， 得到 宽速域高超声速飞行器。 2.根据权利要求1所述的一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特征在于， 步骤2中采用增 加容积的钝 化方法对锥导乘波体的前缘进行钝 化处理。 3.根据权利要求1所述的一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特征在于， 步骤3中确定参数化翼型的样本点气动参数的方法如下： 对参数化翼型进行抽样 获得代理模型样本点， 利用网格变形方法对代 理模型样本点基 于原始翼型的气动计算网格进 行网格重构， 对重构网格进 行数值模拟得到参数化翼型的样 本点气动参数。 4.根据权利要求3所述的一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特征在于， 步骤3中采用LHS方法对参数化翼型进行抽样。 5.根据权利要求3所述的一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特征在于， 步骤3中所述网格 变形方法为TFI插值法或RBF插值法。 6.根据权利要求1所述的一种宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法， 其特征在于， 步骤3中采用多目标优化算法对代理模型进行寻优， 获取最大亚音速升阻比的翼型作为最 优翼型。 7.一种用于执行权利要求1所述的宽速域高超声速飞行器气动布局设计方法的系统，权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114936430 B 3