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公开(公告)号：CN118013846A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410221309.7
申请日：2024-02-28
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/045 , G06N3/084 , G06N3/096 , G06N3/0985 , G06F18/243 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 一种基于深度学习的宽域斜爆震射流起爆调控方法，涉及深度学习领域。在构建过渡起爆数据库的前提下利用深度学习实现不同工况不同射流条件下起爆情况的分类判别，并将其作为第一子网络。在对预测起爆区域概率最小的马赫数对应的射流动量比进行检验确定第一子网络的可靠性之后，利用该子网络自建数据库并搭建第二子网络，其输入为不同工况，输出倚靠第一子网络的知识来检索不同工况流场由非起爆到起爆的过渡点作为该工况下的合理射流动量比。以此实现快速寻找不同工况下射流的合理动量比。该方法不仅有望优化宽域斜爆震发动机性能，还在高超声速吸气式推进领域具有重要的工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117973036A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410138163.X
申请日：2024-01-31
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于PINNs的超声速进气道试验流场重构方法、装置及可读介质，包括：在超声速进气道试验流场中采集各个归一化后的坐标对应的物理参数的试验值，得到训练数据，物理参数包括压强、密度、温度、速度；构建基于PINNs的超声速进气道试验流场重构模型；构建粘性流动的物理控制方程，基于训练数据和粘性流动的物理控制方程构建总损失函数，采用总损失函数对超声速进气道试验流场重构模型进行训练，得到经训练的超声速进气道试验流场重构模型；获取超声速进气道试验流场的归一化后的坐标，将归一化后的坐标输入经训练的超声速进气道试验流场重构模型，得到坐标对应的物理参数的预测值。本发明不仅能有效提高重构的准确度，还能降低重构难度。
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公开(公告)号：CN114112953B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202111384761.8
申请日：2021-11-19
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明公开了一种基于光度检测的湿化学微型原位传感器,包括反应池，参比池，光源，检测元件和分光镜，可包括两个反应池拼装串联构成反应池组，获得水体中涉及两个参数的吸光值。结合相应的吸光值数据处理方法实现表层水体中两个水质参数的湿化学法原位测定。该传感器还搭配有试剂添加装置，用于向水样中添加显色剂。传感器整体体积小，重量轻，可以搭载于小型无人移动观测平台使用。
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公开(公告)号：CN114738117B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202210571591.2
申请日：2022-05-24
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 一种基于特斯拉阀进气结构的地面旋转爆震发动机，包括依次同轴设置的底座、配气外环、配气内环、氧化剂配气盘、燃料配气盘、燃烧室外壳、燃烧室内柱；底座的中心设有氧化剂进气通道，外周有燃料进气通道；配气内环设于配气外环内，内环通道输送氧化剂，外环通道输送燃料；氧化剂配气盘的内周上设有氧化剂阵列孔，外周设有燃料阵列孔；燃料配气盘上设有燃料喷射孔；燃烧室内柱设于燃烧室外壳内部且二者之间形成环形燃烧室，燃料喷射孔连通环形燃烧室；燃烧室内柱的底部与燃料配气盘配合形成有特斯拉阀喷注结构，特斯拉阀喷注结构包括氧化剂集气腔和氧化剂供给环缝，氧化剂供给环缝连通环形燃烧室和氧化剂集气腔，氧化剂集气腔连通氧化剂阵列孔。
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公开(公告)号：CN115977801A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310211443.4
申请日：2023-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 基于弯曲激波的双设计点宽速域内收缩进气道设计方法，涉及飞行器宽速域进气道领域。1)根据高超声速飞行器的设计需求确定高超声速内收缩进气道高/低马赫数设计点；2)构造双设计点轴对称基本流场；3)将扇形进口置于高马赫数基本流场进行流线追踪获得进气道基础压缩型面；4)设计高/低马赫数工况作动型面及作动方案。实现同时根据高/低马赫数流量需要开展高超声速宽速域内收缩进气道设计。基于该设计方法设计的高超声速宽速域内收缩进气道能够在设计之初确保进气道能够低马赫数起动，且具有满足需求的低马赫数流量捕获能力。发展宽速域内收缩进气道的宽域设计方法，提高高超声速宽速域内收缩进气道的可设计性和设计效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112177677B
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202011028677.8
申请日：2020-09-25
Applicant: 厦门大学
IPC: F01D5/02 , G06F30/17 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 域扩展的带内环空腔的涡轮盘结构及其设计方法，包括以下步骤：1)对涡轮盘原始模型进行区域扩展并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，如未达到要求，重复步骤6)至满足要求，即设计得到域扩展的带内环空腔的涡轮盘结构。
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公开(公告)号：CN115238395A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202211059376.0
申请日：2022-08-30
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 基于弯曲激波理论的宽域智能变体飞行器设计方法，包括以下步骤：1)根据飞行包线，将宽域智能变体飞行器的气动设计分为最小阻力状态、最优升阻比状态以及最大升力状态，其中最小阻力状态对应助推爬升段与自由飞行段，最优升阻比状态对应再入滑行段，最大升力状态对应末端下压段；2)最小阻力状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于全三维弯曲激波面进行逆向设计；3)最优升阻比状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于全三维弯曲激波面及壁面压力分布同时可控的逆向方法进行设计；4)最大升力状态的气动设计如下：将宽域智能变体飞行器的气动型面基于三维壁面压力分布进行逆向设计。
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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
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。
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公开(公告)号：CN114738117A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210571591.2
申请日：2022-05-24
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 一种基于特斯拉阀进气结构的地面旋转爆震发动机，包括依次同轴设置的底座、配气外环、配气内环、氧化剂配气盘、燃料配气盘、燃烧室外壳、燃烧室内柱；底座的中心设有氧化剂进气通道，外周有燃料进气通道；配气内环设于配气外环内，内环通道输送氧化剂，外环通道输送燃料；氧化剂配气盘的内周上设有氧化剂阵列孔，外周设有燃料阵列孔；燃料配气盘上设有燃料喷射孔；燃烧室内柱设于燃烧室外壳内部且二者之间形成环形燃烧室，燃料喷射孔连通环形燃烧室；燃烧室内柱的底部与燃料配气盘配合形成有特斯拉阀喷注结构，特斯拉阀喷注结构包括氧化剂集气腔和氧化剂供给环缝，氧化剂供给环缝连通环形燃烧室和氧化剂集气腔，氧化剂集气腔连通氧化剂阵列孔。
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公开(公告)号：CN114590418A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210221688.0
申请日：2022-03-09
Applicant: 厦门大学
Abstract: 本发明公开一种高速飞行器表面脉动压力抑制方法，确定高速飞行器表面的流场信息以及脉动压力特性；分析高速飞行器表面的脉动压力频谱特性以及声压级分布确定微结构阵列的设置位置和对应的耦合方式。本发明还提供一种高速飞行器表面脉动压力抑制装置。本发明一方面通过高速飞行器表面的缝隙微结构改变其表面的声学特性来抑制边界层的转捩，从而抑制附体湍流边界层内部的脉动压力，另一方面通过高速飞行器表面的微型涡流发生器产生的流向旋涡将边界层上层的高能气流卷入边界层底部并与底部的低能气流掺混，增强气流抵抗逆压梯度的能力，从而实现对流动分离区域以及激波/边界层相互干扰区域中脉动压力的抑制。
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