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基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法: 基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计技术领域。将全三维弯曲激波作为设计激波，利用局部偏转吻切方法及非共轴弯曲特征线法进行求解，从而获得基本流场。给定设计截面的流量捕获型线，向前水平投...; 朱呈祥丁晓婷郑晓刚汤祎麒尤延铖

横向压力梯度可控的鼓包进气道: 横向压力梯度可控的鼓包进气道，涉及超音速飞行器。设有鼓包和进气道唇罩；鼓包为横向压力可控的鼓包，鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘压缩型线；进气道唇罩设有进气道唇口和进气道横向溢流口；鼓包压缩型面前缘压缩型线为圆弧线...; 郑晓刚李怡庆尤延铖; 文献传递

横向压力梯度可控的鼓包设计方法: 横向压力梯度可控的鼓包设计方法，涉及超音速飞行器。获得所需的压力梯度分布：将鼓包的前缘压缩型线离散成一系列的点，每个点在截面中的流向压力梯度分布趋势呈线性增长，改变各个流向截面中压力分布曲线的斜率，以此控制横向压力梯度的...; 郑晓刚李怡庆尤延铖

基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法: 基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，包括以下步骤：1)根据高超声速飞行器总体设计需求指定全三维前体激波曲面；2)将全三维前体激波曲面离散为一系列参考平面内的前体激波曲线，利用弯曲激波理论求解对应的流场以及曲锥前...; 尤延铖郑晓刚朱呈祥; 文献传递

局部偏转吻切设计方法及其应用研究: 乘波体布局因其优异的气动特性，被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一，已然成为高超声速飞行器气动设计的研究热点。其中，吻切锥理论因无需预先指定激波生成体、可从激波出发反向设计乘波体、便于同推进系统一体化设计等优势，...; 郑晓刚; 关键词：高超声速飞行器乘波体

激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法: 激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法，本发明根据设计需求，在设计截面内指定前缘捕获曲线(FCT)及三维激波曲线，其中三维激波曲线包含外流段与内流段两部分，两者以平面激波进行过渡，利用吻切乘波理论分别对两段激波及...; 郑晓刚尤延铖朱呈祥

一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道: 一种基于曲锥前体的高超声速鼓包进气道，涉及临近空间高超音速飞行器技术领域，包括指定激波形状的曲锥前体压缩型面、基于曲锥前体一体化设计的鼓包与进气道唇罩；所述鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘型线；所述进气道唇罩设有进...; 尤延铖郑晓刚朱呈祥; 文献传递

基于非轴对称吻切技术的三维激波逆向乘波设计被引量：1: 2020年; 基于传统吻切理论,本文提出了一种非轴对称吻切技术,并在此基础上,完善了传统二维特征线技术,可对复杂三维曲面激波进行逆向求解。通过事先指定三维激波曲面形状,根据气流方向与激波曲面当地曲率方向,能够求出各离散激波点对应的离散微吻切平面。以该微吻切平面与激波曲面的交线作为各微吻切平面内的激波形状,利用已知激波求解流场的二维逆向特征线法对各微吻切平面的流场进行求解,随后将各离散微吻切平面内获得的压缩型线进行组合,获得能够生成指定复杂三维曲面激波的压缩型面。研究结果表明,基于非轴对称吻切技术的三维激波逆向求解方法能够很好地求解出生成指定三维激波曲面的乘波构型,激波形状吻合度较高;运用该逆向设计方法求解获得的截面流场信息与数值模拟结果相似度较高,其流场分布表现出相同的规律,但在增压比的预测上存在一定的误差,主要集中在远离对称面三维效应明显处,最大误差约为8.4%,可见该逆向乘波设计方法的精度基本满足要求。另外,针对特定的二次锥面激波方程,设计截面内激波曲线越高,乘波体的升阻比越低。; 张涛郑晓刚汤祎麒李怡庆尤延铖; 关键词：特征线乘波体升阻比

基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法: 基于局部偏转吻切理论的变马赫数乘波体反设计方法，包括以下步骤：1)根据设计要求指定全三维基本流场外流激波面，所述外流激波面采用非轴对称形状设计；利用局部偏转吻切理论将外流激波面离散为一系列微吻切平面，并将从同一离散前缘点...; 尤延铖张涛郑晓刚朱呈祥; 文献传递

一种三通道的内外流一体化全乘波气动设计方法: 一种三通道的内外流一体化全乘波气动设计方法，涉及临近空间高超音速飞行器一体化设计。包括沿展向并联布置的三个三维内收缩进气道以及内/外流一体化气动过渡设计。三个三维内收缩进气道均采用三维内收缩基本流场进行流线追踪设计，将内...; 朱呈祥林德寿郑晓刚胡占仓尤延铖

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郑晓刚