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公开(公告)号：CN104615838B
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201510084304.5
申请日：2015-02-16
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T10/82
Abstract: 冲压发动机径向进气畸变抑制格栅及其设计方法，涉及冲压发动机。所述冲压发动机径向进气畸变抑制格栅设有共轴层叠在一起的第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片，第一格栅片由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，第二格栅片由固定数量的径向条幅组成，第二格栅片相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一、二格栅片安装于冲压发动机圆形燃烧室入口。根据不同飞行器来流条件确定最大的径向畸变值DIS_R；确定抑制该最大径向畸变值DIS_R所需的最小圆环面积ARmin；确定第一格栅片的螺旋片圈数，螺旋片圈数为燃烧室圆形燃烧室入口圆形面积除以ARmin；确定第二格栅片的径向条幅数量，径向条幅数量为第一格栅片的螺旋片圈数的3倍。
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公开(公告)号：CN105716115A
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201610126166.7
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R3/16
CPC classification number: F23R3/16
Abstract: 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的设计方法，涉及超燃冲压发动机。先据所需燃料总流量确定圆形燃料喷嘴的直径和个数，并对仅带有单个圆形燃料喷嘴的算例进行数值计算，获得燃料的扩散直径以及壁面边界层发展规律；接着确定半球体涡流发生器的直径和位置；之后确定圆形燃料喷嘴的位置；确定相邻两个半球体涡流发生器的中心距；确定膨胀段的转折角、长度、位置；最后采用等熵压缩段过渡连接膨胀段和超燃燃烧室上壁面，进而完成整个超燃燃烧室喷射系统构造的设计。提高超燃燃烧室的工作效率，缩短超燃燃烧室的尺寸，减轻超燃燃烧室的重量，增加发动机推力，有利于燃料组织稳定燃烧。总压损失小，热负荷小，降低超燃燃烧室内结构热防护的难度。
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公开(公告)号：CN105697150A
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201610125233.3
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
CPC classification number: F02C7/042
Abstract: 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，涉及超声速进气道。根据乘波理论的反演设计思想给出三维激波系，激波系中间为圆弧，两边为曲线，圆弧圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后将密切曲线离散成许多离散点，即得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径与下表面型线相交；利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即得鼓包三维曲面；鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成。
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公开(公告)号：CN205370766U
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201620170139.5
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道，涉及超声速进气道。提供可实现鼓包进气道压力分布由中间向两侧递减，加强吹除边界层效果的一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道。设有激波系，该激波系中间段为圆弧，两端为曲线，两者相切过渡。进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定，中间段圆弧对应鼓包曲面，中间段圆弧与鼓包曲面拼接成三维鼓包曲面，进气道外罩与密切曲线所生成的鼓包三维曲面在边缘处光滑连接，形成整个进气道。改变了鼓包进气道形状单一的缺点，同时减小溢流阻力。具有中间凸起、两边平缓的特征，能够吹除边界层扰流。中间凸起部分的圆锥段使用锥导乘波理论设计，两边平缓部分及过渡段用密切乘波理论设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN204433033U
公开(公告)日：2015-07-01
申请号：CN201520100026.3
申请日：2015-02-12
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种带增升装置的垂直起降无人机，涉及垂直起降无人机。设有一对螺旋桨发动机、翼身融合飞行翼、可调垂直尾翼、一对可调水平尾翼、一对折叠驱动电机、一对可折叠襟翼；一对螺旋桨发动机安装在翼身融合飞行翼的前端左右方，可调垂直尾翼设于翼身融合飞行翼后端顶部，一对可调水平尾翼设于翼身融合飞行翼的后端左右方，折叠驱动电机设于翼身融合飞行翼两侧的机舱内，可折叠襟翼设于翼身融合飞行翼两侧的机舱内；翼身融合飞行翼的尾部两侧分别设有左、右飞行翼支点，可调垂直尾翼的尾部设有垂直尾翼支点。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，稳定性较好，适用于航时要求较高的飞行任务。
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公开(公告)号：CN206427276U
公开(公告)日：2017-08-22
申请号：CN201720101751.1
申请日：2017-01-25
Applicant: 厦门大学
Abstract: 壁面压力可控的内外乘波一体化装置，涉及临近空间高超声速飞行器。设有外乘波体飞行器和三维内转进气道；所述三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维内转进气道肩部型线、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口；所述外乘波体飞行器与三维内转进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波体飞行器与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。
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公开(公告)号：CN205990965U
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201620789718.8
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 一种自适应连通逆向回流槽进气道，涉及高超声速进气道。设有弯曲激波压缩型线、入射弯曲激波、唇口以及自适应连通逆向回流槽。所述弯曲激波压缩型线分为直线段与等熵段；所述入射弯曲激波由弯曲激波压缩型线直线段产生的斜激波与弯曲激波压缩型线等熵段产生的马赫波交汇所致；所述唇口与入射弯曲激波相切；所述自适应连通逆向回流槽包括逆向泄流槽与回流通路，所述逆向泄流槽与零攻角状态下分离包前缘点重合，端点的逆向泄流槽与最大正攻角状态下分离包前缘点重合，实现对于攻角变化的自适应。提高进气道的起动性能，拓宽进气道的工作范围，提高进气道抗干扰能力，增强进气道稳定工作的裕度。
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公开(公告)号：CN205424924U
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201620169997.8
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的装置，涉及超燃冲压发动机。设有超燃燃烧室、半球体涡流发生器、圆形燃料喷嘴、膨胀段、等熵压缩段；涡流发生器紧贴燃烧室壁面，涡流发生器安装在距离超燃燃烧室入口5～8倍涡流发生器直径的位置；圆形燃料喷嘴整体呈现收敛状，燃料通过喷嘴垂直喷入燃烧室内，喷嘴与涡流发生器之间的中心距为0.3～0.5倍的涡流发生器直径；膨胀段位于燃烧室上壁面。提高燃烧室工作效率和缩短发动机隔离段、燃烧室长度，工作性能高、损失小、结构简单、热防护难度低。
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公开(公告)号：CN204436596U
公开(公告)日：2015-07-01
申请号：CN201520112997.X
申请日：2015-02-16
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种冲压发动机径向进气畸变抑制格栅，涉及冲压发动机。设有第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片共轴层叠在一起，所述第一畸变抑制格栅片由柔性螺旋片绕中心滚筒构成，可由伺服电机卷收或卷放中心滚筒实现控制柔性螺旋片圈数，第二畸变抑制格栅片由固定数量的径向条幅组成，第二畸变抑制格栅片相对于冲压发动机几何位置固定不动，第一畸变抑制格栅片和第二畸变抑制格栅片安装于冲压发动机圆形燃烧室入口。结构简单、控制方便，极大地提高冲压发动机的抗径向畸变能力，增大了发动机稳定工作裕度。
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