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公开(公告)号：CN113377048A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110643923.9
申请日：2021-06-09
Applicant: 厦门大学
IPC: G05B19/042 , G05D1/08
Abstract: 一种基于六自由度运动平台的电子稳定系统的设计方法，属于机械设计、自动化等技术领域。包括以下步骤：1)通过陀螺仪和加速度传感器获得载体(飞行器)的姿态信息；2)将姿态信息转化为电信号通过集成电路传输；3)基于计算机PCI总线以DSP+FPGA架构建立六自由度运动控制系统；4)建立线性误差模型，进行误差矫正；5)六自由度座椅的核心机械结构的设计。实现在飞行器飞行过程中，减震座椅自动根据飞行器的摇摆、俯仰、旋转状态调整座椅三维空间下的状态，从而使座椅上与地表保持相对姿态不变，达到减震效果。使用飞行器减震座椅的乘客不会因飞行器变速、转弯、起降的加速度而感到不适，真正感受到平稳飞行。
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公开(公告)号：CN112901344A
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202110101828.6
申请日：2021-01-26
Applicant: 厦门大学
Abstract: 级间旋转爆震变循环涡轴发动机，内机匣内部依次设置核心机、中心腔和动力涡轮；中心腔和动力涡轮均与动力轴连接；内机匣和外机匣之间形成冷却流路，内机匣与中心腔外壁面形成级间旋转爆震燃烧室，中心腔与动力涡轮之间形成掺混冷却室；分流板连接内机匣以控制冷却引气；油路组件受控连通于级间旋转爆震燃烧室；点火器设于级间旋转爆震燃烧室内，对进入级间旋转爆震燃烧室内的煤油‑空气掺混气进行点火，以形成旋转爆震燃烧。避免旋转爆震燃烧室代替涡轴发动机等压燃烧室方案所带来的衍生问题，又兼顾直升机在起飞阶段的大功率需求以及巡航阶段的经济性目标，解决现有旋转爆震涡轴发动机采用煤油作为燃料时，难以直接起爆燃烧的问题。
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公开(公告)号：CN111721962B
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202010689409.4
申请日：2020-07-17
Applicant: 厦门大学
IPC: G01P5/02
Abstract: 本发明公开一种基于马格努斯效应的流速测量装置及其测量方法，涉及流体速度测量领域，该装置包括外壳和内部中空的圆柱；外壳一端固定设置有控制设备，另一端开口，外壳内设置有通过固定轴承与控制设备连接的直流电机；圆柱一端固定连接有硬长杆，硬长杆远离圆柱的一端与直流电机固定连接；外壳的开口端内壁处均匀环设有多个压力传感器，压力传感器均分别与硬长杆侧壁无应力接触；本发明基于该装置的测量方法包括步骤一；确定测量装置总体结构；步骤二；布置压力传感器；步骤三；根据传感器数据计算圆柱受力；步骤四；处理与修正所得数据。本发明不仅能够测量流体速度的大小，还能实现速度方向的测量，而且测速装置小型方便，生产和维护成本低。
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公开(公告)号：CN112597708A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011487219.0
申请日：2020-12-16
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 一种考虑转捩扰动因素的γ‑Reθt转捩模型标定方法，涉及边界层流动转捩领域。提出一种可实现考虑粗糙颗粒、横流、尾迹等扰动因素γ‑Reθt转捩模型的通用标定方法，通过分析扰动因素的相关特征，引入转捩判据的通用形式通过建立转捩判据系数α与扰动因素特征参数关系数据库来拟合出二者的函数关系，在此基础上，转捩预测对象可基于扰动因素特征参数匹配出与之相适应的转捩判据。提高了γ‑Reθt转捩模型预测扰动因素影响下边界层转捩位置的精度，同时也扩展模型在不同扰动因素特征下的应用。
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公开(公告)号：CN112378776A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011246388.5
申请日：2020-11-10
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明涉及一种热防护材料热‑力‑氧‑激光多场耦合地面测试系统及方法，该系统包括：复杂气氛反应腔、感应加热子系统、力学加载子系统、多组分供气子系统、真空抽气子系统、大功率激光加载子系统、材料响应测试子系统、水冷子系统和集成控制子系统，本发明采用复杂气氛反应腔、多组分供气子系统及真空抽气子系统为被测样品提供可调节的环境气氛，通过感应加热子系统对被测样品加载高温，通过力学加载子系统对被测样本加载单轴拉应力，通过大功率激光加载子系统提供高能的激光照射被测样品，并利用材料响应测试子系统监测被测样品的表面、背面温度，被测样品表面形貌变化和应力数据，能够实现热防护材料热‑力‑氧‑激光多场耦合的地面模拟测试。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112177678A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011028678.2
申请日：2020-09-25
Applicant: 厦门大学
IPC: F01D5/02 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 带双内环空腔的涡轮盘结构及其设计方法，包括以下步骤：1)将涡轮盘原始模型进行扇区模型切分提取；2)根据应力场分布选取合理的模型分块尺寸；3)设置材料属性并对模型进行分块处理和网格划分处理，对模型设置相应载荷条件和应力模拟仿真计算；4)设置相应拓扑优化约束条件与优化目标进行拓扑优化；5)基于拓扑优化结果，进行模型重构，选取结构去除部分关键尺寸作为设计变量；6)对重构后模型进行尺寸优化，并进行静力学分析；7)将分析结果与涡轮盘材料的屈服极限值进行对比，验证尺寸优化后模型应力是否小于材料的屈服极限，如果未达到要求，重复步骤6)，直至满足要求，即设计得到带双内环空腔的涡轮盘结构。
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公开(公告)号：CN109733634B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN201910015906.3
申请日：2019-01-08
Applicant: 厦门大学
Abstract: 三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法。设计工作马赫数范围为Ma＝4～6的冲压通道；设计引射火箭通道分流板和涡轮通道分流板，进入引射火箭通道和涡轮通道的气流经过分流板转动调节，在设计分流板时要结合引射火箭通道、涡轮通道的布局进行设计；设计工作马赫数范围为Ma＝0～2的涡轮通道扩张段；设计工作马赫数范围为Ma＝2～4的引射火箭通道扩张段。三维内转四通道高超声速组合进气道包括三维内转进气道压缩型面、冲压通道扩张隔离段、涡轮通道分流段、涡轮通道类矩形可调扩张段、涡轮通道可调不可调扩张段、引射火箭通道分流段、引射火箭通道类矩形可调扩张段、引射火箭通道不可调扩张段。
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公开(公告)号：CN111353249A
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN202010136972.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 涡轮封严盘非圆通气孔集成设计优化方法，涉及航空发动机。1)建立涡轮转子二维几何模型，生成涡轮转子二维网格模型，执行强度分析；2)选择剪切边界位置，提取剪切边界上节点的坐标、位移结果和应力结果，进行几何模型重构与网格划分，得三维单孔扇区子模型；3)对三维单孔扇区子模型执行强度分析，对比涡轮转子二维网格模型的强度分析结果，若误差可接受，则完成变维度子模型建模，若误差不可接受，则返回步骤2)；4)设计非圆通气孔，分别计算非圆通气孔单孔面积、通气孔数目和三维子模型的扇区角度；5)自动建模与自动分网；6)建立通气孔优化数学模型。可使涡轮封严盘通气孔的孔边应力分布更为均匀，使封严盘的疲劳寿命大幅提高。
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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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公开(公告)号：CN109670269A
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201910011244.2
申请日：2019-01-07
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，属于组合发动机领域，包括以下步骤：1)根据飞行任务制定总体性能要求，确定进气道捕获面积并通过流线追踪得到三维内转进气道；2)计算超燃燃烧室进出口参数，设计超燃通道和超燃燃烧室；3)设计尾喷管上型面及下调节板；4)根据Ma0～2阶段发动机流量需求，在三维内转进气道两侧壁面开口布置涡轮通道、涡轮发动机和涡轮通道分流板；5)基于Ma2～3火箭发动机工作与Ma3～4.5亚燃燃烧室工作状态的推力需求，计算引射火箭-亚燃通道最大流量需求，从而布置引射火箭-亚燃通道的进口、相应大小的火箭发动机和引射火箭-亚燃通道分流板。本发明可满足有效跨越推力鸿沟的同时提供较高的低速爬升和高速巡航性能。
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