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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：CN113306740A
公开(公告)日：2021-08-27
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：CN112324572A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011206176.4
申请日：2020-11-02
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 基于弯曲激波理论的全三维内转进气道反设计方法1)根据设计要求指定全三维基准流场内全三维入射激波；2)将全三维入射激波离散为一系列参考平面，根据全三维入射激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维内收缩基本流场；3)设计全三维内转进气道出口截面，并在步骤2)的全三维内收缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维内转进气道压缩型面；所述截面的形状采用椭圆形或类矩形；4)以步骤3)中的全三维内转进气道压缩型面为基础对高超声速全三维内转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全三维内转进气道隔离段，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维内转进气道。
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公开(公告)号：CN109455309B
公开(公告)日：2020-08-18
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：CN106250597B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610594338.3
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108561244A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201711479801.0
申请日：2017-12-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，涉及组合发动机。根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；在三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；在超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式 计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；在述超燃燃烧室出口和涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。
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公开(公告)号：CN105775158A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610126144.0
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00
CPC classification number: B64F5/00
Abstract: 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。包括以下步骤：根据设计要求指定三维激波曲面；以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在基本流场中进行逆流向流线追踪；设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，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高超声速细长体飞行器进行几何构造。生成的细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高，可保证全流量捕获来流，增大发动机推力，减小外流阻力；拓宽进气道的工作马赫数范围，实现内外乘波部分的自然过渡。
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公开(公告)号：CN119122668A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411256998.1
申请日：2024-09-09
Applicant: 厦门大学
Abstract: 考虑双乘波前体的三进气道一体化设计方法，涉及高超声速飞行器前体/进气道的一体化设计。根据设计条件给出内/外流一体化气动设计的双乘波前体以及沿着展向并联布置的一个中部内收缩进气道和两个对称的外侧内收缩进气道，中部内收缩进气道采用三维内收缩的轴对称基准流场流线追踪设计，外侧对称的内收缩进气道也采用三维内收缩的轴对称基准流场进行流线追踪设计，内乘波前体的内收缩基准流场与外乘波前体的外收缩流场在气动上进行耦合，使前体机体与中部内收缩进气道下表面均保持乘波特性，维持整体的气动性能，布置另外两个对称的外侧内收缩进气道，在提高捕获流量的基础上，进一步压缩来流，提升机体的气动性能和稳定性；兼顾效率与性能需求。
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公开(公告)号：CN113153529B
公开(公告)日：2023-06-20
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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公开(公告)号：CN108561244B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201711479801.0
申请日：2017-12-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法，涉及组合发动机。根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，进而通过流线追踪得到三维内转进气道；在三维内转进气道出口，根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，设计超燃燃烧室；在超燃燃烧室入口前，基于Ma2～5发动机推力需求布置相应大小的引射火箭通道，其中包括中心锥、火箭发动机以及亚燃燃烧室；根据Ma0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算涡轮通道入口面积，在三维内转进气道上壁面开口，布置涡轮通道；在述超燃燃烧室出口和涡轮通道出口，布置几何面积可调的共用尾喷管，并根据尾喷管不同工作状态设计分流板。
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