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公开(公告)号：CN104504295A
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201510019738.7
申请日：2015-01-15
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F19/00
Abstract: 非牛顿流体的本地无量纲数分析方法，涉及非牛顿流体。将非牛顿流体的各物性参数关联到时间与空间轴上，使其具有本地时空特征；对带有本地特征的各物理量进行量纲分析；利用本地物理量而非时均或场均物理量进行无量纲数的推导；将本地无量纲数投影到非牛顿流体内部的流动场，进行本地特征分析。能够深入到流体内部的非牛顿特性，而不仅仅是流体的宏观表象，使得以往难以观察到的非牛顿特性变得一目了然。也能定量地展示和研究流体的非牛顿特性，因此是对非牛顿流体更细微的一种研究途径。
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公开(公告)号：CN118013883A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410181492.2
申请日：2024-02-18
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/28 , G06N3/0464 , G06N3/094 , G06F18/214 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种翼型气动力系数迟滞回线预测方法、装置、介质及产品，涉及深度迁移学习技术领域，所述方法包括：获取目标域中目标翼型在目标减缩频率下进行正弦俯仰振荡运动的所有目标样本；利用各目标样本对代理模型进行训练，得到目标域对应的气动力系数迟滞回线预测模型；获取目标域中目标翼型在目标减缩频率下进行正弦俯仰振荡运动的测试图像；将测试图像输入至目标域对应的气动力系数迟滞回线预测模型中，得到测试图像对应的预测气动力系数迟滞回线。本发明减少了新条件下翼型气动力系数迟滞回线预测所需的样本量，缓解了小样本下预测失真的问题。
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公开(公告)号：CN114044135A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111553455.2
申请日：2021-12-17
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C27/467 , B64C23/00
Abstract: 本发明公开了一种抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，涉及直升机噪声控制技术领域，将至少一个合成射流激励器内嵌在桨尖的上表面，合成射流激励器能够产生向上的射流，射流能够与桨叶主流作用形成气动外形，产生高速脉冲噪声时桨尖上的激波为噪声激波，调整合成射流激励器的开启状态和控制参数改变气动外形的形状以削弱噪声激波的强度。该抑制直升机高速脉冲噪声的方法、装置及直升机，能够有效的抑制直升机在各个飞行状态下旋翼的高速脉冲噪声，适用性好。
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公开(公告)号：CN111792022A
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN202010689172.X
申请日：2020-07-17
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C21/02
Abstract: 本发明公开一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法，属于主动流动控制技术。在直升机飞行过程中，本发明的方法可以根据飞行状态，调节旋翼尾缘气流的速度和流动方向，从而改变旋翼桨叶表面的载荷分布，达到降低BVI噪声的效果。当气流控制装置无需开启时，由于气流控制装置紧贴翼型表面，跟原始外形几乎一致，不会对气动性能造成影响。相比ACF，本发明的方法没有了运动部件，无需调节机构，耗费功率更少，结构实现起来更加简单，能够达到与ACF相同甚至更好的BVI噪声抑制效果，是一种较优选择。
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公开(公告)号：CN110020500A
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201910317706.3
申请日：2019-04-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法，涉及高超声速飞行器。设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型；设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管；设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型；设计调节机构。将多个发动机的喷管集合一体，集中排气，解决多个发动机的多通道尾喷管推力不对称问题，减小并联式TBCC发动机的阻力，并且可通过调节板调节喉道面积以满足并联式TBCC发动机在宽速域范围内的推力需求。将四个通道集合到亚燃冲压发动机尾喷管上，使得结构更为紧凑，降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108665884A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810375393.2
申请日：2018-04-24
Applicant: 厦门大学
IPC: G10K11/16
Abstract: 一种基于旋转开槽圆柱的凹腔噪声抑制方法，涉及凹腔噪声抑制。确定圆柱参数；确定圆柱的控制规律；确定槽的方式、大小、形状；确定开槽数目。首先在凹腔前缘安装旋转开槽圆柱，然后合理设置圆柱的直径、数目、间距、控制规律以及槽的方式、大小、形状、数量，产生所需强度和周期的扰动。可通过调整圆柱转速和开槽方式等来控制扰动周期与强度，达到耗散剪切层的效果。考虑到凹腔整体气动布局对性能和稳定域影响较大，本发明还考虑了非工作状态下的优化外形设计，实现工作时可控，停止工作后不对外影响。
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公开(公告)号：CN108223191A
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201711496139.X
申请日：2017-12-31
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种外部密封并联喷管位移调节机构，涉及组合发动机尾喷管。设有作动筒、连杆、摇臂、固定铰链、长滑块、长滑块凸轴、喷管侧板、喷管中间隔板、喷管上壁面、分流板和喷管下壁面；所述作动筒可左右移动，摇臂绕固定铰链转动，且在与摇臂下端开有通孔，长滑块凸轴可在孔内移动；喷管侧壁开有侧板槽，在侧板槽的中心开有通孔，所述长滑块可在侧板槽内滑动，长滑块的长度大于侧板槽通孔的长度，在长滑块滑动过程中始终能满足滑块盖住侧板槽通孔，达到密封效果；长滑块上在侧板两侧都有长滑块凸轴，侧板外侧的长滑块凸轴通过通孔连接摇臂，侧板内侧的长滑块凸轴通过分流板滑动槽连接分流板。可改善喷管出口气流状态，获得较好推力性能。
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公开(公告)号：CN106741922A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710059429.1
申请日：2017-01-24
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C27/46 , B64C27/467
CPC classification number: B64C27/463 , B64C27/467
Abstract: 一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，涉及直升机旋翼。提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨‑涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；设计连接管道；确定开孔位置。由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨‑涡干扰噪声。所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，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，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。
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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：CN111439371A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN202010324403.7
申请日：2020-04-22
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法，首先通过CFD数值模拟计算得到高超声速飞行器在不同超音速飞行状态下弓形激波产生的位置，将这些位置信息提前输入机载计算机；随后在飞行器上布置飞秒激光发生器，飞行过程中机载计算机通过将当前飞行状态与数值计算结果进行对比，获得飞行器前方弓形激波的大致位置，控制飞秒激光发生器调整发射方向和焦距，使得发射的激光聚焦在弓形激波产生的区域。飞秒激光发生器能够使激光击穿空气产生高温高压的等离子体，当冲击波传播到钝体头部时，会使头部压力稍有增加，进而阻力稍有增加，随后等离子体冲击波与钝体头部的弓形激波相互作用，使其变为较弱的斜激波，此时飞行器的气动阻力迅速减小。
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