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公开(公告)号：CN118705646A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410914924.6
申请日：2024-07-09
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R3/20
Abstract: 本发明公开了一种蒸发管式火焰稳定器和火焰稳定系统，该稳定器包括：呈环形的主体，其沿周向环绕设有第一稳焰槽、第一蒸发管和积油环，并沿周向间隔设有若干进油管；第一稳焰槽开口向后；第一蒸发管设于第一稳焰槽的槽底，其管壁贯通设有与第一稳焰槽连通的第一出气孔；积油环与各进油管连通，并与第一蒸发管通过沿主体的周向布置的多个过油孔连通，过油孔的数量大于进油管的数量，且其过油面积小于进油管的过油面积；和多个内支板，各内支板沿主体的周向间隔布置于主体的内侧，每一内支板由主体的内环面起始沿径向延伸，并设有开口向后的第二稳焰槽。该稳定器可在低温、低压环境下提高点火成功率，并改善火焰燃烧稳定性。
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公开(公告)号：CN117647334A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311680859.7
申请日：2023-12-08
Applicant: 厦门大学
IPC: G01K15/00 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 一种测温晶体测量高温燃气温度修正及误差评价方法，属于航空发动机温度场测试领域。首先建立晶体测量高温燃气温度支杆的传热模型，获得晶体测量高温燃气温度误差的影响因素，如增加支杆的长度L，对流换热系数h，支杆外径R，支杆材料热传导系数k等；利用现有商用计算流体力学软件对不同流动条件下涡轮通道内燃气支杆、晶体和燃气的温度进行模拟，利用理论模型得到的结果结合仿真数据构建高温燃气温度修正及误差评价方法。相较于现阶段测温晶体测量高温燃气时的支杆设计问题，提出可靠的理论支杆设计方法。构建高温燃气温度修正及误差评价方法，减小晶体测温结果的测量误差。有效减小测温晶体测量高温燃气时产生的测量误差。
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公开(公告)号：CN117610197A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311653955.2
申请日：2023-12-05
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/0499 , G06N3/084 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 基于物理信息神经网络的涡轮叶片温度场预测方法，涉及航空发动机测试数据处理。在边界条件完全未知的情况下利用少量的数据和传热方程来训练预测涡轮叶片温度场的神经网络模型，训练后得到一个能预测涡轮叶片温度场的神经网络模型，用机器学习中评价标准在测试集上测试。训练时的损失函数包含两部分：数据损失和传热方程损失，两种都能促进神经网络模型学习涡轮叶片温度场的特点。利用机器学习中评价标在测试集进行评价，主要计算MAE、MRE、R2‑Score来比较分析不同数据量数据训练的神经网络预测涡轮叶片温度场的准确性。本发明可以在未知边界条件下，仅凭较少的已知测温点的数据预测涡轮叶片的温度场。
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公开(公告)号：CN116142486A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310261447.3
申请日：2023-03-17
Applicant: 厦门大学
Abstract: 可在月面灵活移动和翻滚的固液式球形月面飞行探测器，包括底壳、隔板、顶盖、喷管壳；底壳呈半球形设置，底壳内设有隔板，隔板下方设有液体氧化剂仓，隔板上方设有固体燃料仓，固体燃料仓的上平面铰接电气推杆，电气推杆的伸缩端穿过喷管壳上的孔与顶盖铰接；顶盖的外表面为球面，与底壳具有共同的圆心；其中，所述电气推杆通过接受控制指令而伸缩，以调整顶盖的相对位置，从而改变各方向上的喷气推力对飞行器进行姿态控制。本发明采用自增压固液推进方式，结构简单，将飞行探测器设计成球状，允许翻滚，重心低位布置，调整重心，月面上可自行调整至起飞姿态，提高可靠性。
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公开(公告)号：CN114776465A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210580133.5
申请日：2022-05-25
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种基于旋转爆震发动机的可调塞式喷管，包括喷管内锥、喷管外罩、固定壳体和液压缸；喷管外罩滑动连接于固定壳体的前端，液压缸设于固定壳体外部，液压缸的固定端连接固定壳体，伸缩端连接喷管外罩；喷管内锥设于固定壳体和喷管外罩所形成的腔体内，且喷管内锥与固定壳体连接；喷管外罩和喷管内锥之间形成可调喉道。当旋转爆震发动机在低海拔低马赫数下飞行时，通过液压缸前推，喷管外罩前移，可增大喉道面积，增加发动机流量，减小喷管的扩张比，从而增大发动机推力。当旋转爆震发动机在高海拔高马赫数下飞行时，通过液压缸后拉，喷管外罩后移，从而减小喉道面积，减小发动机流量，增大喷管扩张比，从而增大喷管出口马赫数，增大发动机推力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114382610A
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202210078649.X
申请日：2022-01-24
Abstract: 基于螺旋斜激波运动规律的爆震冲压发动机可调喷管，包括圆转方固定框、两个侧板、两个可调收缩板、两个可调扩张板；圆转方固定框的圆形端与燃烧室出口连接，矩形端的上下两边分别与两个可调收缩板的一端相连，可调收缩板的另一端分别与可调扩张板的一端通过转轴连接；侧板分别设于可调收缩板和可调扩张板连接形成的两侧面；侧板设有弧线形凹槽，可调收缩板和可调扩张板上设有与弧线形凹槽适配的滑块，以使可调收缩板和可调扩张板沿着弧线形凹槽滑动；所述可调收缩板和可调扩张板的型面是基于旋转爆震传入喷管形成的螺旋斜激波损失机制而设计。本发明可减小发动机中斜激波造成的能量损失，同时也能通过调节喉道面积和出口面积来增大发动机推力。
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公开(公告)号：CN112902225B
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202110158976.1
申请日：2021-02-04
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种带外环旋转爆震增压燃烧室的多级加力燃烧室，包括加力燃烧室，其设有加力外涵通道、内涵燃气通道、加力内锥、扩压掺混段、火焰稳定器、中心加力燃烧室隔热屏；加力外涵通道布置有旋转爆震增压燃烧室装置；中心加力燃烧室隔热屏由多圆筒段结构组成，不同直径的筒段间形成进气环缝结构，使外涵分流气流进入中心加力燃烧室内；旋转爆震增压燃烧室装置沿流向依次设有外涵分流段、旋转爆震扩压整流段、环形阵列式燃料喷口、值班预爆器和旋转爆震增压燃烧室。可有效改善变循环发动机或涡轮机组合动力高马赫数下加力燃烧室的工作服役性能，提高加力热效率及燃料比冲，降低加力油耗提升飞行航程，扩展工作马赫数范围。
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公开(公告)号：CN114165361A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111502959.1
申请日：2021-12-10
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法，涉及火箭基组合循环发动机。燃烧室由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度调节。将富燃引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，基于各温度传感器判断火箭射流局部高温区所在区域，调节燃料支板喷射角度，将支板底部喷注的二次燃料注入局部高温区迅速燃烧，发挥引导火焰的作用，实现支板下游回流区内二次燃料点火和稳定燃烧。不同速域范围内引射火箭冲压发动机工作高效稳定，提升推力、比冲性能。
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公开(公告)号：CN113551264A
公开(公告)日：2021-10-26
申请号：CN202110867303.3
申请日：2021-07-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种用于地面燃机联合循环的级间旋转爆震燃烧室，设于动力涡轮与燃气涡轮之间，包括混合过渡结构、点火器、旋转爆震环形燃烧室和强化掺混结构；旋转爆震环形燃烧室位于混合过渡结构与强化掺混结构之间；混合过渡结构包括环形收缩‑扩张段和喷油环；环形收缩‑扩张段连接着燃气涡轮与旋转爆震环形燃烧室；喷油环位于环形收缩‑扩张段径向内侧且与旋转爆震环形燃烧室入口连接；强化掺混结构包括火焰稳定器与环形混合区。提高地面燃机联合循环功率和燃气涡轮后燃气温度，增加涡轮级间内燃烧室的压力；体积小、结构更加紧凑，减少燃料损失，点火一次就可产生稳定自持传播的旋转爆震波，不改变主燃烧室的工作状态，同时增加地面燃机联合循环功率。
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公开(公告)号：CN106762221B
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201710025514.6
申请日：2017-01-13
Applicant: 厦门大学
Abstract: 涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法，涉及组合发动机。提供可满足高马赫数飞行时组合发动机飞行器供电需求及实现涡轮发动机进气道气流预冷目的，结构简单，且进气量可调节，还能减少冲压喷气发动机进气道的溢流阻力的涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法。当飞行马赫数达到2时，涡轮发动机开始逐渐关闭，冲压喷气发动机进气道打开，冲压喷气发动机开始工作；涡轮发动机进气道完全关闭时，涡轮发动机完全关闭。解决了现有的组合发动机在高超声速飞行时飞机供电不足，在涡轮发动机与冲压喷气发动机同时工作时涡轮发动机压气机前气流温度过高等问题。
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