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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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公开(公告)号：CN115962051B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202310123351.0
申请日：2023-02-16
Applicant: 厦门大学
Abstract: 分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法，涉及航空航天。根据高超声速飞行器需求，设计可调节的内转TBCC进气道，采用二元结构的调节部件以保证结构的旋转可调。为避免通道内结尾激波在靠近通道入口处产生突跳现象，在涡轮通道可调上壁面设置分布式可调节的旋转板，涡轮通道下壁面和冲压通道上壁面间设连通的分布式可调节旋转板，通过布置在各个通道内的压力传感器传递的压力信号对其控制；通过压力信号灵活控制可调节旋转板开合，形成分布式的泄流槽抑制通道内结尾激波突跳现象，避免通道工作失稳，排除低能的附面层，削弱通道内的激波/边界层干扰现象。分布式泄流槽增强通道的抗反压能力，提髙进气道的工作稳定性和工作裕度。
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公开(公告)号：CN119393249A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411655579.5
申请日：2024-11-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种适应旋转爆震组合发动机高频时变流场的可调喷管，涉及组合动力发动机领域。由喷管内锥、喷管外罩、由可动件与固定件组成的喷管内筒以及电动推杆构成。其特点在于外涵流道依照旋转爆震发动机出口流场设计，与环形旋转爆震发动机燃烧室相匹配，确保高推力。喷管内筒可动件作为塞式喷管的可动塞锥，通过电动推杆的牵引在喷管内筒固定件上滑动，实现外涵和内涵喉道面积的调节。该设计允许发动机在低空低马赫数涡轮模态下使用内涵流道排气，高空高马赫数旋转爆震冲压模态下使用外涵流道排气。通过调整电动推杆伸长量，匹配发动机工作环境压力变化，优化喷管工作，提高旋转爆震冲压组合发动机在宽速域范围内的热功转换效率。
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公开(公告)号：CN119103568A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411472571.5
申请日：2024-10-22
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明提供了一种涡扇发动机旋转爆震双通道加力燃烧室，包括尾椎段、支杆、供油环、同轴设置的外筒体、内筒体、外喷油环和内喷油环；所述尾椎段设于燃烧室的入口处，从燃烧室入口沿着轴向直径渐缩，并且位于所述燃烧室的圆心；多个所述支杆在燃烧室的入口处径向设置，并且其中一端与所述尾椎段连接，另外一端与供油环连接；所述内喷油环与外喷油环沿着支杆的径向方向依次设置，并且与支杆相互连接；所述内筒体在径向方向上设于内喷油环的外侧，并且在轴向上的一端与支杆连接；所述外筒体在径向方向上设于外喷油环的外侧，并且在轴向上的一端与供油环连接；所述外筒体与内筒体之间的空间形成外燃烧室，所述内燃烧室内部形成内燃烧室。
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公开(公告)号：CN110186689B
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN201910425860.2
申请日：2019-05-22
Applicant: 厦门大学
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种组合动力多通道喷管试验装置，模拟涡轮基组合循环发动机的多通道喷管,可观察气流混合情况的装置。本发明可进行通入不用颜色的指示剂并观察其混合情况的模拟实验，探索多通道组合喷管在低速飞行条件下，不同管道工作情况下的气流混合的基本规律。本发明三个通道分别模拟涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机。通过调节装置控制上、中两个通道的打开与关闭，模拟TBCC模态转换时的情况。通过压差计观察并计算出气流速度以此为根据控制电机达到相应转速。通过不同通道喷出不同颜色的指示剂观察气流混合情况。研究多通道喷管模态转变时的气流变化规律有利于组合动力的喷管研发。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118656922A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410377739.8
申请日：2024-03-29
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/08
Abstract: 本发明公开了一种考虑惩罚的涡轮转子叶片气动激振力优化方法，其用于在工程约束条件下使与所述涡轮转子叶片的工程参数具有函数关系的性能参数最优。本方法提供了新的采集函数，该采集函数在现有技术的基础上引入了针对采集函数的惩罚，在迭代过程中，根据约束函数对应的高斯过程模型预测值来判断是否满足约束，并在违反约束时对采集函数施加惩罚，保证新增样本点在可行区域内选取，避免陷入过度开发或过度探索的情况，阻止对不可行域进行进一步探索，可改善现有的贝叶斯优化算法的不足。
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公开(公告)号：CN118457932A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410172959.7
申请日：2024-02-07
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于吻切理论的双设计点三维内收缩进气道反设计方法，涉及应用于高超声速飞行器的宽速域进气道领域。将吻切理论与双设计点反设计方法相结合，在不同吻切平面内采用双设计点反设计方法构造基本流场，进而形成宽速域双设计点三维内收缩进气道反设计方法。将入口形状曲线设计为任意曲率连续的曲线，扩大入口形状曲线的设计自由度；应用吻切理论将入口形状曲线离散成若干个点，构建吻切平面，在若干个吻切平面中基于双设计点反设计方法设计基本流场，实现在不同吻切面内同时根据高/低马赫数流量需要开展宽速域双设计点三维内收缩进气道反设计；通过作动变构型面，实现进气道在低马赫数下的起动并且具有预期的流量捕获能力。
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公开(公告)号：CN114074766B
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202111570974.X
申请日：2021-12-21
Applicant: 厦门大学
Abstract: 倒置双模块下颌式内转进气道/类锥前体一体化设计方法，涉及吸气式高超声速飞行器。包括如下步骤：1)锥形前体构型设计；2)基准流场设计；3)确定内转进气道的安装位置与安装角；4)确定内转进气道的捕获面积及其入口三维形状；5)生成双模块一体化构型的内转进气道型面。倒置一体化布局有效减小进气道S弯隔离段的弯曲程度，降低S弯隔离段内的流动损失。圆锥前体的入射外锥激波打在内转进气道的唇口位置，保证进气道唇罩无溢流，实现倒置一体化构型的内转进气道对来流的高效捕获。为内转进气道提供优秀的前体附面层排移效果，避免传统布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。较传统构型总压恢复高，非设计状态下性能优良。
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公开(公告)号：CN114852366B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202210604138.7
申请日：2022-05-30
Applicant: 厦门大学
Abstract: 激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法，本发明根据设计需求，在设计截面内指定前缘捕获曲线(FCT)及三维激波曲线，其中三维激波曲线包含外流段与内流段两部分，两者以平面激波进行过渡，利用吻切乘波理论分别对两段激波及前缘捕获曲线(FCT)进行离散。在外流吻切平面内，根据给定的激波形状，利用弯曲激波理论求出对应流线。随后，构造所需流向壁面压力分布，利用弯曲激波理论求出剩余流线。类似地，在内流吻切平面内，根据给定的激波形状和压力分布，利用弯曲激波理论求得对应流线。最后，将所有吻切平面中的外流流线和内流流线根据几何关系组合构成双乘波构型的下表面，以此保证对激波形状与压力分布的共同控制。
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公开(公告)号：CN115492692B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202211154772.1
申请日：2022-09-21
Abstract: 本发明提供一种燃油计量活门故障检测方法、装置与设备，该方法包括：获取QAR文件包，该多个QAR文件分别与发动机的多个航段一一对应；每个QAR文件包括由同一航段同一采样时间段对应的FMVD数据以及FMVP数据构成的QAR数据；确定FMVD数据在各个航段同一采样时间段的变化趋势以及FMVP数据在同一采样时间段的变化趋势；根据FMVD数据的变化趋势与FMVP数据的变化趋势呈相反状态下所对应的数据量、以及对应航段的所有采样数据的数据量确定FMV是否出现故障。本发明提供的燃油计量活门故障检测方法，简单易操作、实用性强，且检测的精度高。
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