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龙图腾网获悉西北工业大学申请的专利采用背负式发动机翼身融合布局的飞-发一体化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：CN117521269B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-04-14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：202311801391.2，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权采用背负式发动机翼身融合布局的飞-发一体化设计方法是由王刚;张彬乾;李栋;李沛繁;李沛峰;张永杰;张恒;安博;陈树生设计研发完成，并于2023-12-26向国家知识产权局提交的专利申请。

本采用背负式发动机翼身融合布局的飞-发一体化设计方法在说明书摘要公布了：采用背负式发动机翼身融合布局的飞‑发一体化设计方法，包括基于发动机位置和安装角度的后机身上表面设计、短舱进气道与机身融合设计、尾喷口与机身协调设计三个方面。通过尾喷口“上抬”解决背负式发动机翼身融合布局圆形喷口和机身上表面存在协调设计困难，既保证了圆形尾喷口，又避免了为喷流对机身上表面的烧蚀；通过机身上表面修型、短进气道设计以保证进气品质；使发动机整体位于后机身背部，尾喷口不外露；通过划分固定区、修形区及过渡区，避免了全局参数化建模，提高了设计效率；实现了发动机位置、安装角等参数与机身外形控制参数的三维一体化设计，有效克服了现有设计方法主要针对进气道短舱单独设计和二维设计的局限。

本发明授权采用背负式发动机翼身融合布局的飞-发一体化设计方法在权利要求书中公布了：1.一种背负式发动机翼身融合布局飞-发一体化设计方法，其特征在于，包括基于发动机位置和安装角度的后机身上表面设计、短舱进气道与机身融合设计、尾喷口与机身协调设计三个方面，并以机身模型纵轴线一侧为例，对背负式发动机翼身融合布局的飞-发一体化设计方法加以描述； 具体过程是： 步骤1，基于发动机位置和安装角度的后机身上表面设计： 针对无发动机的翼身融合布局干净构型，结合涡扇发动机动力短舱，开展后机身上表面设计； 后机身上表面的设计过程是： 第一步，确定发动机位置和安装角度： Ⅰ取风扇进气面圆心作为发动机核心机参考点，用于发动机空间定位； Ⅱ选取发动推力线的方向，所述发动机推力线是指垂直于风扇进气面并通过其圆心的空间直线，用于确定发动机的推力方向；发动机推力线的方向与x轴方向形成的夹角小于5°； Ⅲ取经过推力线的竖向平面为发动机竖向对称面，所述发动机竖向对称面是指经过推力线并平行于z轴的假想平面；取风扇进气面与发动机竖向对称面交线的竖向最低点为风扇进气面下沿点； 第二步，确定后机身上表面修形范围： 将发动机竖向对称面与干净构型上表面交线作为上表面第一控制线；将机身竖向对称面与干净构型上表面交线作为上表面第二控制线；所述机身竖向对称面为zx平面；将机身外侧竖向平面与干净构型上表面交线作为上表面第三控制线，所述机身外侧竖向平面是指位于发动机外侧、平行于机身竖向对称面的假想平面；机身外侧竖向平面距离机身竖向对称面为0.08c~0.18c，所述c是平均气动弦长；在发动机竖向对称面内，以风扇进气面下沿点为圆心、以上表面修形区控制半径Rm为半径做圆，取该圆与上表面第一控制线交点为上表面第一分界点，该点下游部分为上表面第一控制线的修形段，上游为固定段，所述修形段是指在后续设计中需要改变形状的部分，所述固定段是指在后续设计中保持不变的部分，修形段在外形改变后，仍与固定段一同组成上表面第一控制线；将上表面第一分界点分别投影到上表面第二控制线和上表面第三控制线，得到两个投影点，分别是为上表面第二分界点和上表面第三分界点；所述上表面第二分界点的下游部分为上表面第二控制线的修形段，上表面第三分界点的下游部分为上表面第三控制线的修形段；该上表面第二分界点的上游部分为上表面第二控制线的固定段，该上表面第三分界点的上游部分为上表面第三控制线的固定段； 所述上游是以各分界点为原点的x轴正方向的线段，所述下游是以各分界点为原点的x轴负方向的线段； 所述上表面修形区控制半径Rm为2d~5d；所述d为发动机风扇直径； 第三步，重构上表面控制线： 通过重新构造上表面第一控制线、上表面第二控制线及上表面第三控制线的修形段的过程；将风扇进气面下沿点分别投影到机身竖向对称面和机身外侧竖向平面，得到投影点分别为上表面第一控制点和上表面第二控制点； Ⅰ重构上表面第一控制线的修形段；利用上表面第一分界点、风扇进气面下沿点和初始控制线修形段下游端点生成样条曲线作为上表面第一控制线新的修形段，所述初始控制线修形段是指重构之前的控制线修形段； Ⅱ重构上表面第二控制线的修形段；利用上表面第二分界点、上表面第一控制点和初始控制线修形段下游端点生成样条曲线作为上表面第二控制线新的修形段； Ⅲ重构上表面第三控制线的修形段；利用上表面第三分界点、上表面第二控制点和初始控制线修形段下游端点生成样条曲线作为上表面第三控制线新的修形段； 第四步，生成新机身上表面： 将修形后的上表面第一控制线、上表面第二控制线、上表面第三控制线，以及机身上表面后缘线、机身上表面弧形连接线、机身上表面侧缘线、机翼-机身分界线、机身前缘线作为控制线，生成新机身上表面；所述上表面弧形连接线和机身上表面侧缘线均为机身上表面边线，其中上表面弧形连接线分别与机身上表面后缘线和机身上表面侧缘线相连；所述机翼-机身分界线是指机身上表面和机翼上表面的分界线；所述机身前缘线机身上表面与下表面的分界线；所述上表面第二控制线、机身上表面后缘线、机身上表面弧形连接线、机身上表面侧缘线、机翼-机身分界线、机身前缘线首尾相连，组成封闭曲线； 步骤2，短舱进气道与机身融合设计： 基于发动机初始轴对称短舱和所述的新机身上表面，开展短舱进气道与机身融合设计；具体过程是： 第一步，确定短舱固定区： 在短舱前部平面内，所述短舱前部平面为发动机初始轴对称短舱的前缘唇口圆所在平面，取前缘唇口圆的圆心角为短舱固定段圆心角θe，所述短舱固定段圆心角θe以发动机竖向对称面左右对称，发动机推力线通过圆心角θe顶点，θe为150°~180°；利用发动机初始轴对称短舱关于发动机推力线轴对称的特性，按照圆心角θe将发动机初始轴对称短舱分割为上半部分和下半部分，其中上半部分为短舱固定区，上半部分与下半部分的分界线由进气道上端固定线和短舱上端固定线组成；所述进气道上端固定线和短舱上端固定线以前缘唇口圆为界；利用风扇进气面关于发动机推力线轴对称的特性，按照圆心角θe将风扇进气面的圆形边线分割为上、下两部分，取下半部分作为进气道后控制线； 第二步，生成进气道修形区： 在短舱前部平面内，取前缘唇口圆封闭形成的填充曲面与新机身上表面的交线为进气道底边线，将进气道底边线与进气道上端固定线的上游端点通过样条线连接，该样条线为进气道侧边线； 由进气道侧边线和进气道底边线组成进气道前控制线，由进气道前控制线、进气道后控制线及进气道上端固定线生成多截面曲面为进气道修形区； 第三步，生成短舱修形区： 取发动机初始轴对称短舱的最大宽度位置所在平面为短舱中部平面，在该平面内，以该平面与短舱上端固定线的交点为起始点，以长度L1做线段为短舱前锥度控制线，所述短舱前锥度控制线与竖直方向的夹角为短舱锥度控制角γz1，L1为0.6d~1.0d，γz1为-5°~5°，并规定所述短舱锥度控制角γz1向靠近机身竖向对称面方向偏转为正，反之为负；以短舱前锥度控制线的起始点和终止点作样条线；该样条线为短舱前控制线；所述短舱前控制线在其起始点与初始轴对称短舱相切； 取发动机初始轴对称短舱后缘所在平面为短舱后部平面，在该平面内，以短舱上端固定线的下游端点为起始点，以长度L2做线段为短舱后锥度控制线； 所述短舱后锥度控制线与竖直方向的夹角为短舱锥度控制角γz2，L2为0.6d~1.0d，γz2为-5°~35°，并规定所述短舱锥度控制角γz1向靠近机身竖向对称面方向偏转为正，反之为负；以短舱后锥度控制线的起始点和终止点作样条线；该样条线为短舱后控制线，所述短舱后控制线在其起始点与初始轴对称短舱相切； 以进气道侧边线、短舱前控制线及短舱后控制线为控制线，生成短舱修形区； 第四步，生成短舱整流区： 取进气道上端固定线的上游端点所在竖向平面为短舱两侧平面，取该平面与短舱修形区的交线，另取该平面与新机身上表面的交线，在上述两条交线之间以倒圆半径r1作第一倒圆；在短舱中部平面内，取该平面和短舱修形区的交线，另取该平面与新机身上表面的交线，在上述两条交线之间以倒圆半径r2作第二倒圆；在短舱后部平面内，取该平面和短舱修形区的交线，另取该平面与新机身上表面的交线，在上述两条交线之间以倒圆半径r3作第三倒圆； 所述r1为0.05d~0.15d；r2为0.05d~0.15d；r3为0.05d~0.15d； 以进气道侧边线下端点为整流起始点，从该点起始，以第一倒圆、第二倒圆及第三倒圆为控制线，生成短舱整流区； 步骤3，尾喷口与机身协调设计； 具体过程是： 第一步，生成尾喷口抬升区： 取发动机竖向对称面与外涵初始后缘线靠近机身的交点为外涵初始控制点，所述外涵初始后缘线为外涵道初始内表面外环的圆形后缘线；在发动机竖向对称面内将外涵初始控制点竖直向下移动尾喷口抬升高度hex形成抬升内控制点，所述尾喷口抬升高度hex为0.01d~0.04d；取短舱两侧的第三倒圆与新机身上表面的交点作为抬升两端控制点；以抬升内控制点和抬升两端控制点为控制点，生成抬升区下控制线；所述抬升区下控制线满足与第三倒圆相切；用短舱两侧的第三倒圆与外涵初始后缘线交点分割外涵初始后缘线，取分割的下半部分为抬升区上控制线；以抬升区下控制线、抬升区上控制线、短舱两侧的第三倒圆为边线，生成尾喷口抬升区； 第二步，生成尾喷口扩展区： 取发动机竖向对称面与机身上表面后缘线的交点为后缘初始控制点，在发动机竖向对称面内将后缘初始控制点下移扩展深度dex形成扩展内控制点，所述扩展深度dex应小于机身后缘面的厚度；在机身上表面后缘线上将后缘初始控制点分别向内侧、外侧移动0.5倍的扩展宽度wex形成扩展两端控制点，wex取0~d；以扩展内控制点和扩展两端控制点为控制点，在机身后缘面内生成扩展区后控制线，所述扩展区后控制线满足两端与机身上表面后缘线相切；连接抬升两端控制点和扩展两端控制点，在新机身上表面内作曲面内曲线为扩展区两侧控制线； 第三步，生成新机身后缘面： 所述扩展区后控制线是机身后缘面的曲面内曲线，且扩展区后控制线的两端点分别位于机身上表面后缘线上，故该扩展区后控制线将机身后缘面分为上、下两部分，取下半部分形成新机身后缘面； 通过步骤1~步骤3，完成背负式发动机翼身融合布局上表面飞-发一体化气动外形设计； 通过对半模机身进行对称，生成全机机身； 至此，完成背负式发动机翼身融合布局飞-发一体化设计。

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