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公开(公告)号：CN118934256A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411144665.X
申请日：2024-08-20
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 用于内转进气道唇口驻点热防护的局部凹腔设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。给定内收缩基准流场与捕获进口形状，根据基准流场类内锥激波面与捕获进口形状的交线确定内转进气道唇口型线；给定内转进气道唇口钝化截面，沿内转进气道唇口型线扫掠获得唇口三维扫掠型面；根据内转进气道唇口型线与唇口钝化截面指定唇口驻点局部凹腔尺寸，根据凹腔尺寸重构内转进气道唇口驻点区域扫掠曲线，生成驻点局部凹腔前缘型线；根据驻点局部凹腔前缘型线重构驻点区域三维型面，生成带有驻点局部凹腔的内转式进气道三维钝化唇口。
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公开(公告)号：CN118934255A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411144611.3
申请日：2024-08-20
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于转捩边界控制弯曲激波反射类型的内转进气道设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。基于弯曲激波理论与弯曲流线特征线法建立三维弯曲激波马赫反射流场解析模型，确定三维弯曲激波常规反射与马赫反射结构的转捩边界；根据弯曲激波常规反射与马赫反射结构的转捩边界配置三维基准流场入口三维弯曲入射激波与中心体，使该入射激波处于常规反射状态；根据指定的三维弯曲入射激波上离散点激波角，激波曲率以及波后参数，利用弯曲流线特征线法求解压缩型线，再组合得到对应的三维内收缩流场；设计三维内转进气道出口截面，在基本流场中流线追踪得到内转进气道三维压缩型面；根据出口面积要求，将肩部型线等直或扩张拉伸得到三维内转进气道隔离段。
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公开(公告)号：CN118836093A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410879512.3
申请日：2024-07-02
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种宽域高效的TBCC排气系统设计方法，涉及高超声速飞行器。设计涡轮发动机喷管通道、超燃冲压发动机喷管通道、涡轮发动机喷管通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴和三维膨胀超燃冲压发动机尾喷管；在涡轮发动机通道的喉道处安装调节机构，调节机构采用转轴和平动调节板及滑轨，通过让调节板沿喉部侧轮廓线滑动实现涡轮发动机喉部调节以及通道关闭与开启，让共用上膨胀面沿绕喉部转轴旋转改变涡轮发动机喷管出口面积控制气流膨胀状态。提出一种工作范围在马赫数在0～6且几何可调的TBCC排气系统设计方案。可以实现在不同工作模式间平滑转换，最大化整体推进系统的性能。
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公开(公告)号：CN113306740B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202110378867.0
申请日：2021-04-08
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的两级压缩内乘波进气道反设计方法，涉及临近空间高超声速进气道。根据设计要求指定包含两道三维入射激波和一道三维反射激波的两级压缩基准流场，三维入射激波和反射激波采用弯曲轴对称形状设计。将第一道三维弯曲入射激波离散为一系列参考平面，在每个二维平面内根据入射激波角、激波曲率及反射波后流向角分布，求解对应的两级压缩基准流场气动参数，将各平面叠加获得三维的内收缩基准流场。设计两级压缩内乘波进气道进口截面，并在基准流场中流线追踪。以压缩型面为基础对高超声速两级压缩内乘波进气道进行几何构造；根据出口面积要求，将肩部型线等直或扩张拉伸得到两级压缩内乘波进气道隔离段。提高进气道工作性能。
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公开(公告)号：CN113153529A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110428907.8
申请日：2021-04-21
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于双入射弯曲激波的宽速域进气道设计方法。设计基于弯曲激波理论的双入射弯曲激波基准流场；设计进气道初始喉道截面型线，在基准流场中进行逆流向流线追踪得到初始进气道压缩型面；设计进气道隔离段出口截面，将进气道初始喉道截面以双S弯形式扩张及等直拉伸得三维内转宽速域进气道隔离段；进行壁面光顺及粘性修正；取进气道第一级压缩型面末端为第一级分流板转轴位置，取第二级压缩型面长度为第一级分流板长度；取进气道隔离段上壁面曲线二次导数为零处位置作为第二级分流板转轴位置，取第二级分流板转轴至进气道初始喉道截面的长度作为第二级分流板长度；设计马赫数下泄流口面积马赫数下喉道面积。可消除转轴位置的膨胀波并达到性能要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106777828B
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN201710061160.0
申请日：2017-01-25
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15
Abstract: 壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。根据设计要求指定前缘捕获型线在设计截面上的投影和所需的压力分布。设计前缘捕获型线在俯视图上的投影，根据给定压力分布，利用逆向特征线法求解对应的压缩型线。根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对称内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型。以压缩型面为基础对内外乘波一体化飞行器进行几何构造。
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公开(公告)号：CN109455309A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811377859.9
申请日：2018-11-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法，涉及高超声速飞行器。根据设计条件计算圆锥前体的基本流场，得到圆锥前体的三维圆锥激波曲面；确定三维内收缩进气道的安装位置，再确定三维内收缩进气道的捕获面积，根据该捕获面积与安装位置设计三维内收缩进气道入口的二维投影形状；根据该安装位置得到三维内收缩进气道的入口来流条件，设计三维内收缩进气道的基本流场。根据该二维投影形状，在基准流场中进行流线追踪，得到三维内收缩进气道的型面；将三维内收缩进气道倒置于安装到确定的安装位置；利用圆锥前体的三维圆锥激波曲面对三维内收缩进气道型面切割，去除伸出头锥激波面的部分得可匹配圆锥前体一体化设计的前掠内乘波进气道。
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公开(公告)号：CN106777828A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710061160.0
申请日：2017-01-25
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。根据设计要求指定前缘捕获型线在设计截面上的投影和所需的压力分布。设计前缘捕获型线在俯视图上的投影，根据给定压力分布，利用逆向特征线法求解对应的压缩型线。根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对称内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，并根据激波关系得到三维内转进气道唇口的三维构型。以压缩型面为基础对内外乘波一体化飞行器进行几何构造。
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公开(公告)号：CN106250597A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610594338.3
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
CPC classification number: G06F17/5095 , F02C7/04
Abstract: 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法，涉及进气道边界层抽吸。包括以下步骤：根据设计要求采用特征线法求解轴对称基本流场；运用流线追踪方法生成三维内转进气道压缩型面；根据位移厚度公式计算三维内转进气道肩部不同位置锥切面位移厚度；以进气道压缩型面与位移厚度为基础，设计完全流向抽吸口；以完全流向抽吸口构造新的进气道出口形状,并等直向后拉伸得到三维内转进气道隔离段；获得能够完全沿流向排除附面层低速低能气流，不影响高速高能气流在进气道内的流动特征的三维内转进气道。可显著提升三维内转进气道自起动性能。可保证将附面层低能流完全排除，不影响进气道内部流动特征。
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公开(公告)号：CN119492055A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202510001949.1
申请日：2025-01-02
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R7/00
Abstract: 前缘V型钝化的弯曲爆震燃烧室的设计方法，属于航空器的高超声速爆震发动机领域。旨在解决现有斜爆震发动机在起爆、驻定和掺混等方面存在的问题。该方法通过确定V型前缘的增温幅度、利用二维脱体激波理论确定脱体激波距离及流动参数、基于弯曲激波理论确定弯曲激波的几何形状和干扰类型、确定V型前缘钝化后的胯部形状，并最终根据V型前缘钝化的角度和弯曲度构造几何模型及拉伸构造燃烧室几何模型。该方法能够有效缩短发动机长度，提高爆震波的形成和稳定性，实现爆震波的有效驻定，保证发动机的正常工作。所提出的燃烧室具有节省空间、易于起爆、结构紧凑等优势，适用于高超声速飞行器的推进系统。
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