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公开(公告)号：CN113931747B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202010609419.2
申请日：2020-06-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 三维内转消膨胀波高性能双通道TBCC进气道设计方法，包括以下步骤：1)根据双入射激波的基本流场设计三维内转类矩形压缩型面、进气道外压段第一级压缩楔角和第二级压缩楔角；2)设计分流板：取进气道第一级压缩的壁面的末端位置作为分流板转轴的位置，取第二级压缩楔角作为分流板的转动角度；3)设计冲压通道和涡轮通道：冲压通道和涡轮通道共用进气道外压段；冲压通道包括依次连接的冲压通道内压段和冲压通道隔离段，冲压通道隔离段的入口为类矩形型面，出口为椭圆形型面；涡轮通道包括依次连接的涡轮通道内压段和涡轮通道扩张段，涡轮通道扩张段的入口为类矩形型面，出口为椭圆形型面。当分流板开启可以消除气流产生的膨胀波。
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公开(公告)号：CN118254959A
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202410279789.2
申请日：2024-03-12
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/10
Abstract: 基于三维弯曲流面法的复杂曲面激波乘波体反设计方法，涉及高超声速乘波体。复杂曲面激波乘波体设有复杂曲面激波乘波体下表面压缩型面、复杂曲面激波乘波体上表面型面、复杂曲面激波乘波体前缘型线；复杂曲面激波乘波体下表面型面与复杂曲面激波乘波体上表面由复杂曲面激波乘波体前缘型线进行过渡。指定复杂曲面三维外流激波并设计乘波体捕获型线；将复杂曲面激波离散为一系列初始流面；求解激波角、激波曲率和波后参数；求解复杂激波曲面波后流场并确定压缩型面；根据设计要求构造乘波体上表面几何形状；连接上下表面以构成完整的复杂曲面激波乘波体几何形状。计算效率更高，精度更高，通过自由激波选择为飞行器设计提供更广阔的性能提升空间。
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公开(公告)号：CN113868770B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202111180283.9
申请日：2021-10-11
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , F02C7/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。
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公开(公告)号：CN114802799B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202210561359.0
申请日：2022-05-23
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。
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公开(公告)号：CN117469694A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311703954.4
申请日：2023-12-12
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种多级波瓣型凹腔驻涡式支板火焰稳定器，包括支板，支板尾部垂直于加力燃烧室流向；支板两侧均设有凹腔，凹腔的下侧依次设有一级波瓣混合器和二级波瓣混合器；二级波瓣混合器位于支板尾部，并与一级波瓣混合器交错布置。本发明针对实际应用中多个支板阵列式布置时任意两支板之间流场分布不佳的问题，采用非对称设计进行优化，利用凹腔获得稳定的驻涡来初步混合燃油与空气；一级波瓣混合器通过产生流向旋涡结构将凹腔内部初步混合的燃油空气混合气与外部来流空气进行高效混合；在经一级波瓣混合器后，混合油气在二级波瓣混合器处进一步与来流空气掺混，使得燃油在燃烧室中分布更均匀，扩大燃油在加力燃烧室中的分布面积，点火时燃烧更充分。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117290957A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311307975.4
申请日：2023-10-10
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/08
Abstract: 考虑钝化唇口激波的三维内转进气道融合设计方法，涉及高超声速三维内转进气道领域，包括以下步骤：1)根据设计要求给定设计参数确定考虑唇口钝化的轴对称基本流场的波系结构。2)给定唇口钝化半径，基本流场可能出现两种激波反射形式：常规反射和马赫反射，保证入射激波与脱体激波干扰后的反射形式为常规反射，确定进气道肩部位置。3)对基本流场进行流线追踪得到进气道型面。4)根据基本流场的钝化尺寸对所得进气道唇口进行钝化处理得到最终结构。
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公开(公告)号：CN117057188A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311033876.1
申请日：2023-08-16
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/23 , G16C60/00 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种采用交替主动相法进行结构多材料拓扑优化的方法，其在通过高斯‑赛德尔迭代策略将多材料拓扑优化问题分解成一系列的双材料拓扑优化子问题后，对每个子问题求解的过程中，通过采用本发明提出的等比例Heaviside映射函数和SIMESF插值模型，能够改善优化结果中灰度单元的占比，得到轮廓较为清晰且柔度值较小的结构，并且优化收敛速度较快。
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公开(公告)号：CN114590418B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202210221688.0
申请日：2022-03-09
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明公开一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，确定高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力特性；分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式。本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置。本发明一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
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公开(公告)号：CN116717576A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310696480.9
申请日：2023-06-13
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本申请公开了一种具有高固有频率的斜齿轮，该斜齿轮的辐板部包括内环体、承托体和辐板体，辐板体内缘连接内环体，外缘连接承托体，并沿周向均布有若干通孔；该斜齿轮还在辐板部下方设置有沿周向均布的若干加强梁，加强梁内端连接内环体，外端连接承托体，并通过至少一个连接柱与辐板体的下表面连接。采用上述技术方案，能够在满足对齿轮应力要求的前提下有效地提高固有频率以降低共振现象的发生。
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公开(公告)号：CN116677513A
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310697197.8
申请日：2023-06-13
Abstract: 适应旋转爆震螺旋激波特性的轴对称可调喷管，涉及旋转爆震发动机。由固定段、储气室、推杆、连接环、牵引器、收缩板、扩张内板、扩张外板、勾连片和热电转换罩组成；固定段是由燃烧室向喷管过渡的框架，固定段外部设有铰架用于支撑储气室，储气室和推杆采用类同注射器结构，储气室与固定段铰接，推杆与连接环铰接；牵引器的一端铰接连接环，另一端铰接扩张外板，用于牵引扩张外板移动；扩张内板与收缩板铰接，热电转换罩为锥形硅锗合金外罩，用于吸收喷管废热，并将其转换为电能，为整个可调喷管提供能量。可在宽速域的各种工况下将激波前相对气流角控制在合适范围内，从而控制激波角度，减小旋转爆震发动机中的斜激波能量损失。
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