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公开(公告)号：CN106777828A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201710061160.0
申请日：2017-01-25
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 壁面压力可控的内外乘波一体化设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。根据设计要求指定前缘捕获型线在设计截面上的投影和所需的压力分布。设计前缘捕获型线在俯视图上的投影，根据给定压力分布，利用逆向特征线法求解对应的压缩型线。根据压缩型线以及密切面与对称面夹角，在相应的轴对称外压缩流场或轴对称内收缩流场内，通过坐标变换，得到内外乘波一体化的压缩型面。设计三维内转进气道出口截面和三维内转进气道唇口在设计截面上的投影，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内外乘波一体化飞行器进行几何构造。
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公开(公告)号：CN106250597A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610594338.3
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
CPC classification number: G06F17/5095 , F02C7/04
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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公开(公告)号：CN119962423A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202510020393.0
申请日：2025-01-07
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/27 , G06N3/0455 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 一种预测V型唇口直前缘段激波脱体距离的混合方法，涉及空气动力学领域。结合神经网络模型与理论模型，解决在不同来流条件下，特别是存在侧滑角时，脱体激波脱体距离的预测问题。通过数值仿真构建数据集，训练神经网络模型以预测脱体距离；构建理论模型预测充分发展后的脱体距离；通过对比两者输出，确定脱体激波充分发展的边界条件；根据输入条件选择适当的模型计算，实现高效准确预测。基于简化的连续性方程和神经网络模型预测不同来流条件下V型唇口直前缘段激波的脱体距离，分析来流条件变化时脱体激波结构的变化趋势，具有更高预测效率和准确性，能在比计算机仿真更短的时间内得到流场中的主要特征。适用于各种来流条件，包括侧滑角的情况。
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公开(公告)号：CN119249891A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411341386.2
申请日：2024-09-25
Applicant: 厦门大学
Abstract: 考虑任意三维弯曲激波的超声速飞行器前体快速逆向设计方法，涉及临近空间高超声速飞行器。考虑任意三维弯曲激波的超声速飞行器前体利用三维弯曲激波理论及三维弯曲特征线方法从理论上考虑复杂三维曲面超声速飞行器前体无法忽视的横向流动，进而保障所设计出的超声速飞行器前体能达到理想的升阻比，并且实现已知任意三维弯曲激波的流场反设计。此外，三维弯曲激波理论及三维弯曲特征线方法能充分利用梯度信息，相较于传统吻切法计算效率更高，精度更高，获得的基本流场不再局限于规则流场，通过更加自由的激波选择为飞行器设计提供更加广阔的性能提升空间。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114802799B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202210561359.0
申请日：2022-05-23
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。
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公开(公告)号：CN117290957A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311307975.4
申请日：2023-10-10
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/08
Abstract: 考虑钝化唇口激波的三维内转进气道融合设计方法，涉及高超声速三维内转进气道领域，包括以下步骤：1)根据设计要求给定设计参数确定考虑唇口钝化的轴对称基本流场的波系结构。2)给定唇口钝化半径，基本流场可能出现两种激波反射形式：常规反射和马赫反射，保证入射激波与脱体激波干扰后的反射形式为常规反射，确定进气道肩部位置。3)对基本流场进行流线追踪得到进气道型面。4)根据基本流场的钝化尺寸对所得进气道唇口进行钝化处理得到最终结构。
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公开(公告)号：CN112298599B
公开(公告)日：2022-05-03
申请号：CN202011206178.3
申请日：2020-11-02
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于弯曲激波理论的全三维乘波体反设计方法，1)根据设计要求指定全三维基准流场内三维外流激波，全三维外流激波采用椭圆或非轴对称形状设计；2)将全三维外流激波离散为一系列参考平面，根据全三维外流激波角、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外压缩基本流场；3)设计全三维乘波体捕获型线并在步骤2)的全三维外压缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维乘波体下表面压缩型面，所述型线采用椭圆曲线或非轴对称形状；4)以下表面压缩型面为基础对高超声速全三维乘波体进行几何构造：根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维乘波体。
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公开(公告)号：CN112324572B
公开(公告)日：2021-11-19
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：CN119492055A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202510001949.1
申请日：2025-01-02
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R7/00
Abstract: 前缘V型钝化的弯曲爆震燃烧室的设计方法，属于航空器的高超声速爆震发动机领域。旨在解决现有斜爆震发动机在起爆、驻定和掺混等方面存在的问题。该方法通过确定V型前缘的增温幅度、利用二维脱体激波理论确定脱体激波距离及流动参数、基于弯曲激波理论确定弯曲激波的几何形状和干扰类型、确定V型前缘钝化后的胯部形状，并最终根据V型前缘钝化的角度和弯曲度构造几何模型及拉伸构造燃烧室几何模型。该方法能够有效缩短发动机长度，提高爆震波的形成和稳定性，实现爆震波的有效驻定，保证发动机的正常工作。所提出的燃烧室具有节省空间、易于起爆、结构紧凑等优势，适用于高超声速飞行器的推进系统。
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