公开(公告)号：CN113868770B

公开(公告)日：2024-05-31

申请号：CN202111180283.9

申请日：2021-10-11

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱呈祥 ,  洪唐宝 ,  施崇广 ,  尤延铖

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F30/28 ,  F02C7/04 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。

公开(公告)号：CN114954963A

公开(公告)日：2022-08-30

申请号：CN202210743131.3

申请日：2022-06-27

Applicant: 厦门大学

Inventor： 曾建平 ,  闵科 ,  余联郴 ,  洪唐宝 ,  朱呈祥 ,  尤延铖

IPC: B64D33/02 ,  G06N3/08 ,  G06K9/62

Abstract: 本发明公开了一种高超声速航空发动机进气道气动失稳预警方法，对预处理后的沿程壁面压力数据特征归一化后，基于线性SVM算法进行起动和不起动状态数据的二分类，确定最优分类面作为进气道当前状态的不起动边界，并定义η％稳定裕度确定其不起动预警边界，利用不起动边界来实现进气道失稳判定，在此基础上，基于BP神经网络对沿程壁面压力数据进行反压倍数属性的训练和评估，将不起动边界和其预警边界处沿程壁面压力作为回归输入，通过BP神经网络模型预测出进气道不起动状态和其预警状态反压倍数边界值，可用于实现高超声速航空发动机在特定马赫数及飞行高度范围内的气动失稳预警。为高超声速航空发动机进气道气动失稳预警提供了一种新的可行的方案。

公开(公告)号：CN114954963B

公开(公告)日：2025-01-14

申请号：CN202210743131.3

申请日：2022-06-27

Applicant: 厦门大学

Inventor： 曾建平 ,  闵科 ,  余联郴 ,  洪唐宝 ,  朱呈祥 ,  尤延铖

IPC: B64D33/02 ,  G06F18/2411 ,  G06F18/243 ,  G06F18/2451 ,  G06F18/27 ,  G06N3/0499 ,  G06N3/084

Abstract: 本发明公开了一种高超声速航空发动机进气道气动失稳预警方法，对预处理后的沿程壁面压力数据特征归一化后，基于线性SVM算法进行起动和不起动状态数据的二分类，确定最优分类面作为进气道当前状态的不起动边界，并定义η％稳定裕度确定其不起动预警边界，利用不起动边界来实现进气道失稳判定，在此基础上，基于BP神经网络对沿程壁面压力数据进行反压倍数属性的训练和评估，将不起动边界和其预警边界处沿程壁面压力作为回归输入，通过BP神经网络模型预测出进气道不起动状态和其预警状态反压倍数边界值，可用于实现高超声速航空发动机在特定马赫数及飞行高度范围内的气动失稳预警。为高超声速航空发动机进气道气动失稳预警提供了一种新的可行的方案。

公开(公告)号：CN113868770A

公开(公告)日：2021-12-31

申请号：CN202111180283.9

申请日：2021-10-11

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱呈祥 ,  洪唐宝 ,  施崇广 ,  尤延铖

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F30/28 ,  F02C7/04 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括飞行器超声速组合进气道压缩型面设计，分流方案设计，隔离段设计，扩张段设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～1.8间的低速涡轮通道，设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3间的亚燃火箭通道。本发明同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，并且实现已知激波的全三维超声速和亚声速流动区域反设计，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。

公开(公告)号：CN215633355U

公开(公告)日：2022-01-25

申请号：CN202122446315.7

申请日：2021-10-11

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱呈祥 ,  洪唐宝 ,  施崇广 ,  尤延铖

IPC: F02C7/04 ,  F02C7/042

Abstract: 基于三维弯曲激波组合进气道，涉及飞行器的超声速组合进气道。包括进气道压缩型面、分流板、亚燃火箭通道隔离段、亚燃火箭通道扩张段、涡轮通道隔离段和涡轮通道扩张段；分流板设于中心体前端入口处，滑移线将组合进气道分成上下两部分起到分流作用，上部分为亚燃火箭通道，下部分为涡轮通道，分流板用于控制涡轮通道开关，亚音速工作时分流板打开，超音速工作时分流板关闭。同时兼顾组合进气道横向流动与组合进气道的出口性能，保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在推力不足时，可通过亚声速通道的推力弥补，进而拓宽进气道的工作马赫数范围，拓宽组合进气道的设计范围，从而进一步提高进气道的工作性能。