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公开(公告)号：CN106021831B
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201610591855.5
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
Abstract: 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，涉及高超声速进气道。包括以下步骤：步骤一：获取初始高超声速进气道；步骤二：确定分离包位置；步骤三：布置自适应连通逆向回流槽首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为进气道设计提供了新思路。
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公开(公告)号：CN105716115B
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201610126166.7
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: 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：CN104787309B
公开(公告)日：2016-11-09
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：CN106021831A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610591855.5
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
CPC classification number: G06F17/5086 , F02C7/04
Abstract: 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，涉及高超声速进气道。包括以下步骤：步骤一：获取初始高超声速进气道；步骤二：确定分离包位置；步骤三：布置自适应连通逆向回流槽首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为进气道设计提供了新思路。
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公开(公告)号：CN103605876B
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201310673530.8
申请日：2013-12-11
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，涉及近空间飞行器。喷嘴分布的基本方式有三种：根据流动特征在近涡壁面周向分布喷嘴、沿流向分布喷嘴或在近涡壁面“品”字形分布喷嘴。解决了现有超燃冲压发动机按部件设计中存在的不足，即进气道设计要尽量控制出口均匀性，而燃烧室设计要人为引入非均匀涡结构。利用三维内收缩进气道出口的低能/低速区和角区涡结构，合理配置燃烧室喷嘴位置，加强进气道和超燃燃烧室之间流动特征的联系，可以增强燃料喷射和掺混效果，从而间接提高燃烧效率，提高超燃冲压发动机的总体性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105151306A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510631011.4
申请日：2015-09-29
Applicant: 厦门大学
IPC: B64D33/02
Abstract: 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，涉及飞行器。1)计算圆锥构型的基本流场；2)设计内收缩基本流场；3)给定设计条件并确定进气道实际捕获面积；4)确定进口形状；5)进行流线追踪，即完成圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计。兼顾了圆锥构型飞行器前体与三维内收缩式进气道的优点，保证一体化装置具有高升阻比及优良的进气道性能。通过考虑圆锥飞行器在大攻角飞行姿态情况下的流场特点，提升了设计的实用性，改善了进气道性能，从而增大了发动机推力。
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公开(公告)号：CN103963996B
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201410220303.4
申请日：2014-05-23
Applicant: 厦门大学
Abstract: 横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。设计二元进气道所需的基本流场；确定设计截面所在位置；按工况要求设计在设计截面内前缘捕获型线的投影，并求出各楔切面内前缘点至激波点在z方向上的投影距离；获取各离散激波点所对应的楔切面位置内压缩型线应具有的压力分布；按求出的压力分布运用二维特征线法得到新生成的二元进气道压缩型线；将得到的二元进气道压缩型线排列于相应的前缘捕获型线处构成完整的进气道压缩型面，三维造型后，得到乘波前体与二元进气道一体化装置，完成横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化设计。可保证装置有较高的升阻力特性，增大发动机推力的同时减小外流阻力。
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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：CN103969022A
公开(公告)日：2014-08-06
申请号：CN201410220104.3
申请日：2014-05-23
Applicant: 厦门大学
IPC: G01M9/06
Abstract: 一种高超声速风洞湍流度间接测量方法，涉及风洞湍流度测量。提供利用微型空速管测量高超声速风洞流场中的压力脉动，再根据压力脉动与速度脉动的关系换算间接得到湍流度的一种高超声速风洞湍流度间接测量方法。包括风洞数据采集和数据分析，风洞数据采集的过程是利用装有微型空速管的可调节装置测出风洞来流不同位置的脉动压力值，并用其他探针测得其他风洞数据。数据分析的方法是对已测得的压力脉动值和其他风洞数据进行分析，推导得到高超声速气流中压力脉动与速度脉动的函数关系式，从而计算得到高超声速风洞的湍流度。压力脉动和速度脉动之间的函数关系式简单明了，只需测得压力脉动并经简单计算就可得到高超声速风洞的湍流度，方便快捷。
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公开(公告)号：CN119878391A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510226617.3
申请日：2025-02-27
Applicant: 厦门大学 , 四川凌空天行科技有限公司
IPC: F02K7/00
Abstract: 一种以水作为冷却剂和推进剂的斜爆震发动机及飞行器，涉及高超声速飞行器设计领域。包括高超声速飞行器机体、冷却系统、氢气制取装置、进气道、喷注结构、燃烧室和尾喷管；飞行器由冷却系统、制氢系统、推进系统协同运作，飞行时液态水在飞行器表面冷却系统的环流管路吸收热量，冷却后的高温水进入制氢系统，利用电解或热化学循环分解技术制取氢气和氧气并储存。氢气与进气道空气混合后，经喷注结构精准调控当量比后进入燃烧室，经楔面诱导产生斜爆震波释放能量，燃烧产生的气体在尾喷管膨胀产生推力。有效解决高超声速飞行器热防护和氢燃料携带贮存难题，实现能量高效利用，具有冷却性能卓越、环保等优势，为斜爆震飞行器工程应用提供可行方案。
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