公开(公告)号：CN119475574A

公开(公告)日：2025-02-18

申请号：CN202411518400.1

申请日：2024-10-29

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱呈祥 ,  张咪 ,  郑晓刚 ,  林德寿 ,  余耀堃 ,  尤延铖

IPC: G06F30/15 ,  B64F5/00 ,  B64C30/00 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 基于流向双乘波原理的乘波前体/三通道进气道一体化设计方法，属于高超声速飞行器内外流一体化设计领域。其本质是建立乘波前体外流场和内转进气道内流场之间的联系，设计和研究内外流一体化轴对称基准流场模型，在基准流场中采用密切流场，通过流线追踪设计型面，从而发展乘波前体/进气道一体化新型设计理论。乘波前体的前缘和三个内转进气道唇口前缘均能贴附在激波面上，乘波前体作为进气道的预压缩面，不仅可高效捕获预压缩后的气流，且具有高升阻比。三个三维内转进气道均能实现激波封口，获得全部流量捕获。通过“流向双乘波”原理可以实现乘波前体和三通道气动上和几何上的耦合，且不会对两者乘波特性造成破坏。

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

Inventor： 施崇广 ,  陈洪涛 ,  张涛 ,  朱呈祥 ,  尤延铖

IPC: F02C7/042 ,  B64D33/02 ,  B64C30/00 ,  G06F17/11

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。

公开(公告)号：CN119103567A

公开(公告)日：2024-12-10

申请号：CN202411435457.5

申请日：2024-10-15

Applicant: 厦门大学

Inventor： 黄玥 ,  龙震宇 ,  彭瀚 ,  尤延铖

IPC: F23R3/28

Abstract: 本发明提供了一种外喷式斜爆震发动机的燃料支板喷注装置，包括安装于二元进气道第一级压缩激波前的支板，所述支板包括靠近来流气体上游的前缘被钝化的楔体、中部等直段长方体、来流气体下游的后缘被钝化的楔体；在所述支板的前部设有第一冷却通道，在所述支板的后部设有第二冷却通道；所述支板的前缘设有与第一冷却通道直接相连的喷注狭缝，所述支板的后缘设有与第二冷却通道直接相连的多个喷孔。

公开(公告)号：CN118030313A

公开(公告)日：2024-05-14

申请号：CN202410191775.5

申请日：2024-02-21

Applicant: 厦门大学

Inventor： 黄玥 ,  刘和东 ,  陈玉乾 ,  张泽林 ,  尤延铖

IPC: F02K7/18

Abstract: 一种带有引射火箭的冲压燃烧室整流装置，适用于火箭冲压组合动力。包括微型引射火箭、整流格栅、燃料供应流道、氧化剂供应流道、微型喷注器、微型火花塞、整流筒段、掺混扩压段；火箭冲压组合动力燃烧室所需的空气来流经由进气道进入整流筒段，由整流筒段中的整流格栅对进入的空气进行整流，降低气流畸变度，改善均匀度。微型引射火箭安装于整流格栅气流孔之间薄壁上，在整流格栅出口均匀分布。燃料和氧化剂通过相应流道供应微型引射火箭。整流后的空气来流与均匀分布的火箭射流在掺混扩压段剪切掺混，减速增压，与冲压燃烧所需的速度和压力匹配。将引射火箭与整流结构结合，减小燃烧室入口气流的畸变，缩短掺混长度，改善火箭冲压组合动力性能。

公开(公告)号：CN117910347A

公开(公告)日：2024-04-19

申请号：CN202410037167.9

申请日：2024-01-10

Applicant: 厦门大学

Inventor： 黄玥 ,  宋婷 ,  刘和东 ,  尤延铖 ,  彭瀚

IPC: G06F30/27 ,  G06F18/213 ,  G06F18/241 ,  G06V10/40 ,  G06V10/764 ,  G06V10/82 ,  G06N3/045 ,  G06N3/0475 ,  G06N3/094 ,  G06N3/084 ,  G06F111/10 ,  G06F119/08 ,  G06F119/14

Abstract: 一种基于域对抗网络的双模态冲压燃烧模态智能识别方法，涉及冲压发动机燃烧数据处理领域。包括以下步骤：设计不同构型的双模态冲压发动机燃烧室，通过数值模拟以及地面试验获得燃烧数据，并进行处理得到多种构型燃烧室的数据集；搭建并且训练燃烧模态识别网络模型；利用单一构型数据集训练模型，在其他不同构型的数据集上验证其性能。使用准确率ACC、F1分数、AUC评估测试集上的分类结果，验证模型的泛化性能。与传统方法相比，可以从燃烧图像及关键燃烧参数上挖掘不同模态的内在表征，应用在冲压发动机工作过程中能够实时监测并智能判断燃烧模态，从而更好地预测与控制冲压发动机的燃烧工作状态，以获得更优的发动机总体性能。

公开(公告)号：CN114738118B

公开(公告)日：2023-10-24

申请号：CN202210400901.4

申请日：2022-04-15

Applicant: 厦门大学

Inventor： 尤延铖 ,  蔡泽君 ,  卢钰文 ,  胡占仓 ,  朱呈祥

IPC: F02C7/057

Abstract: 高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道基础型面上选取截面与进气道的截曲线的修正直线为转轴，将直线沿流向延伸至喉道截面修型为分流板主板型面；3)失稳控制副板设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关，当激波前移至失稳临界截面时，失稳控制副板由于内外两侧的压力差自动偏转一定角度泄流排压，随即触发失稳的主动控制，将失稳控制副板进一步偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节。

公开(公告)号：CN113836651B

公开(公告)日：2023-09-19

申请号：CN202111011945.X

申请日：2021-08-31

Applicant: 厦门大学

Inventor： 邱若凡 ,  周康 ,  周涛 ,  尤延铖 ,  闫成

IPC: G06F30/17 ,  G06F30/18 ,  G06F30/28 ,  G06F111/10 ,  G06F113/08

Abstract: 一种基于流体拓扑优化的涡轮叶栅流道拓扑设计方法，属于涡轮气动设计领域。建立发动机涡轮叶栅流道拓扑优化的几何模型，确定设计域和出入口位置；构建关于流体的能量耗散、涡轮转动方向动量以及流体所占体积分数等三个目标函数；调整目标函数之间数量级确保量级相近，以此构建修正的多目标函数；定义相应边界条件并求解流场，利用伴随法求解伴随流场，输出伴随乘子，进行灵敏度分析计算；将目标函数值及其灵敏度代入MMA优化算法进行优化，更新设计变量；判断目标函数是否收敛，若否，则将更新的设计变量代入MMA优化算法继续迭代，若满足，则输出最终拓扑结果。无需给定几何信息及初始叶型，为发动机涡轮叶栅构型设计提供一种新思路。

公开(公告)号：CN116307402A

公开(公告)日：2023-06-23

申请号：CN202310447083.8

申请日：2023-04-24

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱剑锋 ,  凌梅婷 ,  郭峰 ,  尤延铖

IPC: G06Q10/063 ,  G06Q10/067 ,  G06F30/20

Abstract: 一种基于飞/发协同控制策略的综合能源系统评价方法，涉及先进航空动力综合能源系统。以具有多源能量提取方式的综合能源系统为研究对象，通过典型TBCC发动机飞/发层面的综合评价，实现综合能源系统的性能评估。包括步骤：1)参数初始化：2)建立飞行器动力学模型；3)建立组合发动机模型；4)建立综合能源系统模型；5)求解最优航迹。将不同能量提取方式对组合动力的性能影响量化分析，实现对具有多源能量提取方式的综合能源系统的综合评价。在一定的能量需求下结合实现最优航迹、最低燃油消耗的飞/发协调控制，以综合能源系统对组合动力装置性能影响作为评价指标所建立的评价方法，为未来综合能源管理系统设计方法提供参考价值。

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

Inventor： 朱呈祥 ,  曹盛 ,  施崇广 ,  尤延铖

IPC: F02C7/042 ,  F02C7/057

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。

公开(公告)号：CN116204984A

公开(公告)日：2023-06-02

申请号：CN202310205214.1

申请日：2023-03-06

Applicant: 厦门大学

Inventor： 朱呈祥 ,  丁晓婷 ,  郑晓刚 ,  汤祎麒 ,  尤延铖

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06T17/00 ,  G06F119/14 ,  G06F119/10

Abstract: 基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器设计技术领域。将全三维弯曲激波作为设计激波，利用局部偏转吻切方法及非共轴弯曲特征线法进行求解，从而获得基本流场。给定设计截面的流量捕获型线，向前水平投影至三维弯曲激波面，得到乘波体前缘型线并对其进行离散,从各前缘型线离散点出发，通过流线追踪得到乘波体下表面。选择前述部分前缘型线离散点作为上表面前缘点，给定上表面出口型线，进而利用Haack族曲线在前缘点对应当地吻切面内生成相应型线，将所得型线组合得到翼身融合的乘波体上表面。实现基于全三维弯曲激波的翼身融合乘波体设计。有效减小上表面产生的阻力，获得更好的气动性能和隐身性能。