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公开(公告)号：CN109236496A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811359348.4
申请日：2018-11-15
Applicant: 厦门大学
Abstract: 亚燃与超燃通道可切换的三动力组合发动机设计方法，确定进气道捕获面积，结合进气道基本流场流线追踪得到三维内转进气道的型面；在三维内转进气道的出口，设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室进出口参数及Ma6推力需求，在超燃燃烧室出口设计尾喷管；在三维内转进气道的出口，设计亚燃燃烧室；在亚燃燃烧室出口设计尾喷管；布置相应大小的火箭发动机及相关部件形成引射火箭通道；利用流量公式 计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道基础上，布置涡轮发动机的进气道通道；在超燃与亚燃通道之间设置相应流通面积的引流通道，保证Ma2～5状态下超燃通道流量全部进入亚燃燃烧室。
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公开(公告)号：CN109184953A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811321797.X
申请日：2018-11-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，涉及组合式发动机。设有进气道、扩张段、旋转爆震火箭、混合段、冲压燃烧室和尾喷管；所述冲压燃烧室与旋转爆震火箭燃烧室串联，所述进气道、扩张段、混合段、冲压燃烧室和尾喷管依次连接，在进气道与扩张段、扩张段与混合段、混合段与冲压燃烧室、冲压燃烧室与尾喷管之间分别由连接件连接；在混合段中设有旋转爆震火箭和火焰稳定器；组合式发动机工作模态分为4个阶段：阶段一为马赫0～2旋转爆震火箭单独工作；阶段二为马赫2～3采用旋转爆震火箭冲压共同工作模式；阶段三为马赫3～4.5采用亚燃冲压发动机工作模式；阶段四为马赫4.5～7采用超燃冲压发动机工作。
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公开(公告)号：CN109083814A
公开(公告)日：2018-12-25
申请号：CN201810991612.X
申请日：2018-08-29
Applicant: 厦门大学
IPC: F03D13/20
CPC classification number: F03D13/20 , F05B2260/96
Abstract: 基于变螺旋角开槽的下风式风力机噪声抑制方法，涉及圆柱塔架风力机。在圆柱塔架上确定开槽位置和开槽长度；在圆柱塔架上，确定开槽螺旋角大小；设计开槽的深度、宽度以及开槽的几何形状。不仅能够抑制圆柱尾流卡门涡街的发展，还能起到减阻作用。变螺旋角沟槽针对桨尖部分噪声较大的特点，更好抑制桨尖部分的低频噪声。所述基于变螺旋角开槽的风力机低频气动噪声抑制方法结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制系统，降噪效果显著，是一种有潜力的下风式风力机噪声抑制方案。
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公开(公告)号：CN108001669A
公开(公告)日：2018-05-08
申请号：CN201711268751.1
申请日：2017-12-05
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，涉及飞机机体噪声抑制方法。选用零质量射流激励器；在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置零质量射流激励器；采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；通过对噪声数据库进行对比分析，得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下能实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；将零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，起到前缘缝翼噪声抑制的效果。
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公开(公告)号：CN104648656B
公开(公告)日：2017-02-01
申请号：CN201510073496.X
申请日：2015-02-12
Applicant: 厦门大学
Abstract: 垂直起降无人机增升控制装置及其控制方法，涉及垂直起降无人机。所述控制装置设有折叠驱动电机、可折叠襟翼、油量传感器、货物投放量传感器、飞行控制系统；折叠驱动电机和可折叠襟翼设于翼身融合飞行翼两侧的机舱内；油量传感器输出端和货物投放量传感器输出端接飞行控制系统的输入端，飞行控制系统输出端接折叠驱动电机，油量、货物投放量传感器和飞行控制系统设于翼身融合飞行翼内。可垂直起降、空中悬停、倒飞、原地转弯，机动性能良好并对起降条件要求较低；续航能力强，适用于航时要求较高的飞行任务；稳定性较好，适合搭载自动驾驶仪、航拍相机、待投放物资等；平飞状态下，随自身重力的变化可进行升力面积的调节。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105020106A
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201510501133.1
申请日：2015-08-14
Applicant: 厦门大学
IPC: F03D11/00
Abstract: 基于可旋转整流罩的风力机低频气动噪声抑制装置，涉及风力机。设有联动杆、整流罩、塔架和推力球轴承；所述联动杆的上端固定在机舱上，联动杆的下端嵌入整流罩内，整流罩安装在塔架上，当机舱旋转时，通过联动杆带动整流罩同步旋转，使得整流罩的尾缘始终对准机舱；整流罩采用两半对称合并结构，整流罩尾端紧固连接，整流罩的前端与推力球轴承的旋转端紧固连接，推力球轴承的固定端固定在塔架上。采用可旋转整流罩，通过减弱塔架尾流卡门涡街的强度，减小气流的速度亏损，来达到降低风力机低频气动噪声的效果，结构简单，易于实现；还可显著降低风力机塔架尾涡脱落产生的周期性变化作用力，减小涡激振动造成的破坏；避免采用复杂的控制系统。
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公开(公告)号：CN104787309A
公开(公告)日：2015-07-22
申请号：CN201510237766.6
申请日：2015-05-12
Applicant: 厦门大学
Abstract: 旋翼无人机起落架，涉及旋翼无人机。包括缓冲气缸、棘轮机构和棘爪控制电路；缓冲气缸的外罩上端外接无人机舵机外罩，缓冲气缸外罩下端与棘轮机构的套筒连接，棘轮结构设有套筒、套筒外罩、棘齿条、棘爪、棘爪回位弹簧，套筒上有棘爪支座，套筒内设有棘齿条滑轨，套筒内设有接触开关，套筒外罩与套筒下端螺接，棘齿条伸入套筒内且与棘齿条滑轨滑动配合，棘齿条下端设有棘齿条支座，棘齿条支座用于与地面接触，棘齿条两侧设有肋条，棘爪上端与棘爪支座铰接，棘爪下端与棘齿条的棘齿配合；棘爪回位弹簧一端与棘爪支座连接，另一端与棘爪连接；棘爪控制电路设有电池、接触开关和电磁铁；接触开关套筒内壁上，电磁铁设于棘轮结构的套筒与棘爪之间。
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公开(公告)号：CN119825582A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510258743.7
申请日：2025-03-06
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种反式固液引射火箭装置，仅需要液体燃料进入氧化药剂的燃烧通道内便可与其进行混合燃烧，并与冲压发动机主燃烧室携带的液体燃料相同，因此可利用冲压主燃烧室的燃料供给引射火箭装置。相对采用液体火箭发动机的循环系统而言，不需要额外的氧化剂供给系统，降低火箭基组合循环的体积占用率、结构复杂程度与质量，进一步降低发射与维护成本；相对采用固体火箭发动机的循环系统而言，可以通过控制阀开启和关闭燃料供应管以控制液体燃料供给，来决定引射火箭的开关机与调节推力、氧燃比等工况参数，更适合完成复杂的飞行任务；同时，该反式固液引射火箭装置仅需携带一种液态燃料，并且采用氧化剂与燃料分开装填的方式，改善推进系统的安全性。
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公开(公告)号：CN119712347A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411967827.X
申请日：2024-12-30
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种外涵电驱变循环涡扇发动机，涉及航空涡轮发动机。结合基准双转子混排涡扇发动机的进气道、风扇、高压压气机、燃烧室、涡轮、掺混室、喷管等组件，增加电机、外涵风扇、用电设备及外涵喷管。该发动机通过优化热力循环和功电转换，能在不同工况下实现热力“变循环”，为飞机提供额外电能。在亚声速飞行时，电机利用核心机轴功驱动外涵风扇，增大涵道比，降低油耗，提升推力。在超声速飞行时，多余空气驱动风扇发电，电能反补发动机低压轴，降低涡轮功率和进气道溢流阻力。此设计改动小、可行性高，能有效提升发动机安装推力，降低耗油率，实现高效能源利用，适用于多种飞行条件。
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公开(公告)号：CN119532761A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411739443.2
申请日：2024-11-29
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明提供一种可充分地混合空气和氢燃料的燃料喷注装置，提高氢燃料燃烧的稳定性和燃烧效率，避免氢燃料燃烧室局部过热的问题,该微型涡喷发动机纯氢燃料喷注装置包括设置在燃烧室内的环形喷嘴及氢燃料供应管；所述环形喷嘴包括多个微混单元，所述微混单元包括相互垂直设置的空气通道及燃料喷注孔；在所述环形喷嘴内部设置有燃料气路网，所述燃料气路网包括第一气路通道、第二气路通道及气孔；所述第一气路通道、第二气路通道沿所述环形喷嘴的轴向方向前后交错布置，所述气孔连通第一气路通道与第二气路通道；各个微混单元均通过燃料喷注孔与所述第二气路通道连通，所述第一气路通道与所述氢燃料供应管连通。
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