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龙图腾网获悉南昌航空大学申请的专利基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116788518B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-11发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310869542.1，技术领域涉及：B64F5/00；该发明授权基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法是由李怡庆;贡天宇;郑晓刚设计研发完成，并于2023-07-17向国家知识产权局提交的专利申请。

本基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法在说明书摘要公布了：本发明涉及基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法，包括以下步骤：1设计外压缩激波流场并离散基波曲面，应用局部偏转吻切理论求解激波各个离散点处的流动特征；2设计内压缩激波曲面，获得内外压缩激波间相贯线；通过相贯线反设计乘波机体前缘；3根据乘波机体前缘，在激波流场中求解并获得乘波表面；4根据乘波机体前缘，在内收缩激波曲面上设计进气道激波产生侧型线，生成三维内转进气道；5根据乘波机体前缘和进气道激波产生侧型线，设计全乘波背部型面。本发明保留三维内转进气道自身有点的同时，采用一种具有高计算精度激波流场求解方法，完成乘波体的精准设计，实现了乘波体与三维内转进气道的高效内外流一体化。

本发明授权基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法在权利要求书中公布了：1.基于局部偏转吻切理论的全乘波内外流一体化及设计方法，其特征在于，包括以下步骤： （1）设计外压缩激波流场并离散基波曲面，应用局部偏转吻切理论求解激波各个离散点处的流动特征； 所述的步骤（1）中，所设计的外压缩激波流场通过外压缩椭圆锥激波曲面求解获得，且外压缩椭圆锥激波曲面沿展向方向严格对称；离散外压缩椭圆锥激波曲面为若干点，外压缩椭圆锥激波曲面离散点所对应的外压缩椭圆锥激波曲面几何中心，均位于外压缩椭圆锥激波曲面的几何中心轴线上；沿高超声速气流流向方向，不同外压缩椭圆锥激波曲面离散点所对应的曲率中心高度不同，外压缩椭圆锥激波曲面离散点流向方向的曲率中心连线与外压缩椭圆锥激波曲面的几何中心轴线不重合；沿高超声速气流流向方向，外压缩椭圆锥激波曲面展向不同位置处，外压缩椭圆锥激波曲面离散点流向方向的曲率中心连线之间不共轴；由于气流横向流动的特点，高超声速气流发生偏移，外压缩椭圆锥激波曲面离散点之间在展项方向的位置不同；连接相邻激波离散点，通过外压缩椭圆锥激波曲面离散点的连线，在外压缩椭圆锥激波曲面上设计外压缩椭圆锥激波曲面离散点的微吻切子午面；求解激波流场，并通过根据所设计的乘波前缘获得外压缩乘波型面； （2）设计内压缩激波曲面，获得内外压缩激波间相贯线，通过相贯线反设计乘波机体前缘； 所述的步骤（2）中，在外压缩椭圆锥激波曲面上选取内外流激波交点，在该点处反设计内压缩吻切激波曲面，并与外压缩椭圆锥激波曲面相贯，获得内外流压缩激波曲面间相贯线；在高超声速气流流向方向设计垂直子午面，切割内外流压缩激波曲面间相贯线，获得三维内转进气道激波接收侧型线；三维内转进气道激波接收侧型线在外压缩椭圆锥激波曲面尾面处投影，并反设计乘波机体前缘投影型线；乘波机体前缘投影型线沿高超声速气流逆流方向上的投影即为乘波前缘，包含三维内转进气道激波接收侧型线和乘波机体机翼前缘，乘波机体机翼前缘与三维内转进气道激波接收侧型线相连，且贴合在外压缩椭圆锥激波曲面上； （3）根据乘波机体前缘，在激波流场中求解并获得乘波表面； （4）根据乘波机体前缘，在内压缩激波曲面上设计进气道激波产生侧型线，生成三维内转进气道； 所述的步骤（4）中，连接三维内转进气道激波接收侧型线两侧端点，沿高超声速气流流向方向拉伸获得水平子午面；通过水平子午面镜像三维内转进气道激波接收侧型线，获得三维内转进气道激波接收侧镜像曲线，三维内转进气道激波接收侧镜像曲线在内压缩吻切激波曲面上的投影即为三维内转进气道激波产生侧型线；三维内转进气道激波产生侧型线与三维内转进气道激波接收侧型线即为三维内转进气道进口型线，且三维内转进气道激波产生侧型线与三维内转进气道激波接收侧型线贴合在内压缩吻切激波曲面上；三维内转进气道进口型线在内压缩吻切激波流场中采用流线追踪和几何修型技术，获得三维内转进气道内压缩曲面；三维内转进气道内压缩曲面尾面处即为三维内转进气道喉道，喉道边缘处即为三维内转进气道喉道型线；三维内转进气道喉道型线为三维闭合曲线，通过沿高超声速气流流向方向拉伸至同一竖直平面，通过几何过渡的方法对三维内转进气道喉道型线进行扩张，生成三维内转进气道隔离段；三维内转进气道喉道型线在几何过渡的过程中，将三维内转进气道隔离段出口转换呈圆形； （5）根据乘波机体前缘和进气道激波产生侧型线，设计全乘波背部型面； 所述的步骤（5）中，沿高超声速气流流向方向，拉伸乘波机体机翼前缘和进气道激波产生侧型线至与外压缩乘波型面尾端同一距离位置，形成全乘波背部型面，尾部即为全乘波尾面。

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