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申请/专利权人：南京航空航天大学
摘要：本发明提出了一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法，通过对超椭圆型线长轴与短轴的巧妙求解与对超椭圆指数的参数化控制，实现对超椭圆型面进气道唇口的设计。本设计方法，能够实现对进气道喉道型线、入口收缩比、超椭圆指数的参数化控制，满足各种设计要求。
主权项：1.一种超椭圆型面涡桨飞机进气道唇口设计方法，其特征在于，包含以下步骤：1根据入口流量需求，确定进气道的喉道面积，并参数化生成喉道型线。2提取进口前缘线捕获型线，以点集形式表达；根据入口收缩比，对进口前缘线缩放，并根据唇口上下厚度，对进口前缘线位置进行调整；以进口前缘线为分界，将唇口分为内外两侧；3计算进口前缘线在离散点处的斜率的近似值，以斜率最大值点作为分割点，将进口前缘线分为上下两段，并求得各离散点处的法线斜率；4寻找进口前缘线在离散点处的法线与喉道型线的交点；5计算进口前缘线离散点与步骤4中交点之间的距离，确定超椭圆方程的长轴与短轴；6确定超椭圆方程的椭圆指数和中心点位置；将椭圆在进口前缘线不同离散点处的椭圆指数，计算得到14超椭圆方程，并确定超椭圆方程中心，使14超椭圆的起点落在进口前缘线相应的离散点上；7将进口前缘线不同离散点处的超椭圆方程进行旋转，使超椭圆线按照法线方向进行排布；8按照步骤3到步骤7分别完成上下两部分型面绘制；9按照步骤3到步骤8，完成内唇口的绘制，以相同的方法完成外唇罩的绘制，最终完成唇口型面设计。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 南京航空航天大学 一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法
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