(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 202211290869.5 (22)申请日 2022.10.21 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 115358101 A (43)申请公布日 2022.11.18 (73)专利权人 中国空气动力研究与发展中心设 备设计与测试技 术研究所 地址 621000 四川省绵阳市二环路南段6号 (72)发明人 彭强　秦红岗　易星佑　王宁　 徐兵兵　高兴龙　李松　 (74)专利代理 机构 成都云纵知识产权代理事务 所(普通合伙) 51316 专利代理师 熊曦 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 17/18(2006.01) G06F 17/13(2006.01) G06F 113/08(2020.01) (56)对比文件 CN 111859520 A,2020.10.3 0JP 2011117033 A,2011.06.16 CN 102302989 A,2012.01.04 CN 102999697 A,2013.0 3.27 CN 108195 544 A,2018.0 6.22 CN 110569547 A,2019.12.13 胡振震等.基于轴线马赫数分布的喷管扩张 段无粘型面设计. 《实验流体力学》 .2016,(第04 期), 高亮杰等.高马赫数低噪声风洞层流喷管设 计与性能评估. 《航空科 学技术》 .2016,(第08 期), 胡振震等.高超 声速风洞轴对称喷管收缩段 设计. 《空气动力学 学报》 .2017,(第0 6期), 张敏莉等.超 声速短化喷管的设计与实验研 究. 《空气动力学 学报》 .20 07,(第04期), 周勇为等.M6高超声速静风洞的气动设计和 结构研究. 《国防科技大 学学报》 .201 1,(第03 期), 陈威男等.高超 声速风洞喷管 型线设计. 《应 用能源技 术》 .2018,(第07期), (续) 审查员 梁倩 (54)发明名称 一种基于声速解和特征线逆推的喷管设计 方法 (57)摘要 本发明公开了一种基于声速解和特征线逆 推的喷管设计方法， 涉及风洞设计领域， 本方法 采用喉道声速近似解， 能够 充分考虑喷管喉道处 真实流动分布， 取消了常规设计方法所引入的泉 流假设， 可为喷管消波区的特征线迭代以及波系 结构控制提供真实流动条件； 基于Beiz er函数设 定了轴向加速区的马赫数分布， 实现了马赫数沿 轴向单调上升， 避免了压缩波集中产生于喷管轴 线， 并通过特征线线逆推方法， 削弱了喷管菱形 区过渡区的范围和强度， 实现喷管流场均匀性的 提升。 [转续页] 权利要求书3页 说明书16页 附图5页 CN 115358101 B 2022.12.20 CN 115358101 B (56)对比文件 徐兵兵.二维连续曲率超 声速喷管的Ev vard 方法设计研究. 《中国优秀硕士学位 论文全文数 据库 工程科技 Ⅱ辑》 .2016,(第6期),郭善广等.超 声速/高超声速双拐点喷管设 计. 《航空动力学报》 .2012,(第12期), 丛成华 等.高速风洞起动特性数值模拟. 《航空动力学报》 .2020,第3 5卷(第7期),2/2 页 2[接上页] CN 115358101 B1.一种基于声速解和特 征线逆推的喷管设计方法， 其特 征在于， 所述方法包括： 步骤1： 生成多个马赫数 下的喷管初始型面； 步骤2： 基于喷管初始型面， 获得喷管的关键控制点信息， 基于关键控制点信息获得喷 管的特征线关系图； 步骤3： 基于所述特征线关系图和喷管喉道声速近似解， 计算获得喷管喉部声速线参数 信息和喷管固壁 边界； 步骤4： 基于喷管喉部声速线参数信 息和喷管固壁边界进行特征线推进， 获得喷管初始 膨胀区的下游边界信息； 步骤5： 基于喷管初始膨胀区的下游边界信 息进行特征线推进， 获得喷管转折推进区的 下游边界信息； 步骤6： 基于贝塞尔曲线获得喷管转折推进区轴线终点至喷管特征线逆推区轴线终点 之间的马赫数分布信息， 基于所述马赫数分布信息和所述喷管转折推进区的下游边界信 息， 获得喷管最大转折点至喷管特征线逆推区型面终点之间的第一喷管型面坐标信息， 以 及获得喷管特征线逆推区型面终点至 喷管特征线逆推区轴线终点之间出口边界的位置信 息和参数分布信息； 步骤7： 基于喷管特征线逆推区壁面终点至喷管特征线逆推区轴线终点之间出口边界 以及喷管特征线逆推区轴线终点至喷管理论出口点之 间的出口边界进 行特征线推进， 获得 喷管特征线逆推区壁 面终点至喷管理论出口点之间的第二型面 坐标信息； 步骤8： 分别利用第一喷管型面坐标信息和第二型面坐标信息对喷管初始型面中对应 的型面进行替换获得喷管最终型面； 喷管喉部声速线采用以下 方程表示： 其中， 、 、 和 均为常数； 其中， ， 为坐标原点， 为起始线原点； 其中， 为喉道半高； 起始线采用以下 方程表示： 权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115358101 B 3