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公开(公告)号：CN108198240B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711479804.4
申请日：2017-12-29
Applicant: 厦门大学
IPC: G06T17/00
Abstract: 一种基于复杂激波曲面的三维鼓包逆向设计方法，涉及超声速进气道。获得所需的复杂三维激波曲面；利用逆向特征线法求得所需的三维鼓包压缩型面；形成鼓包的下表面。通过给定不同横向截面内的激波形状来进行构造，将三维鼓包的前缘曲线离散化，从每个前缘离散点出发，利用特征线法逆向求解对应的鼓包压缩型线，将所有的压缩型线进行组合，以此实现基于复杂激波曲面的三维鼓包逆向设计。一方面具备传统Bump进气道的优点，取消附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞行器的结构更轻，阻力更小，可靠性更高；另一方面，真正实现激波曲面的三维重构，能对每一个横向截面内的激波形状进行控制，使得三维鼓包设计具有更大的自由度和更强的灵活性。
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公开(公告)号：CN108198240A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711479804.4
申请日：2017-12-29
Applicant: 厦门大学
IPC: G06T17/00
Abstract: 一种基于复杂激波曲面的三维鼓包逆向设计方法，涉及超声速进气道。获得所需的复杂三维激波曲面；利用逆向特征线法求得所需的三维鼓包压缩型面；形成鼓包的下表面。通过给定不同横向截面内的激波形状来进行构造，将三维鼓包的前缘曲线离散化，从每个前缘离散点出发，利用特征线法逆向求解对应的鼓包压缩型线，将所有的压缩型线进行组合，以此实现基于复杂激波曲面的三维鼓包逆向设计。一方面具备传统Bump进气道的优点，取消附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞行器的结构更轻，阻力更小，可靠性更高；另一方面，真正实现激波曲面的三维重构，能对每一个横向截面内的激波形状进行控制，使得三维鼓包设计具有更大的自由度和更强的灵活性。
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公开(公告)号：CN105775158B
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201610126144.0
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: B64F5/00
Abstract: 高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化设计方法，涉及临近空间飞行器。包括以下步骤：根据设计要求指定三维激波曲面；以离散激波曲线与曲率中心的关系反推出一系列基本流场；设计细长乘波飞行器下表面型线与三维内转进气道出口截面，在基本流场中进行逆流向流线追踪；设计三维内转进气道唇口的二维投影形状，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高超声速细长体飞行器进行几何构造。生成的细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高，可保证全流量捕获来流，增大发动机推力，减小外流阻力；拓宽进气道的工作马赫数范围，实现内外乘波部分的自然过渡。
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公开(公告)号：CN105649779B
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610065072.3
申请日：2016-01-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 横向压力梯度可控的鼓包设计方法，涉及超音速飞行器。获得所需的压力梯度分布：将鼓包的前缘压缩型线离散成一系列的点，每个点在截面中的流向压力梯度分布趋势呈线性增长，改变各个流向截面中压力分布曲线的斜率，以此控制横向压力梯度的分布；利用逆向特征线法求得所需的压缩型面；形成鼓包的下表面：将鼓包的前缘压缩型线沿着流向追踪至设计截面即可获得鼓包的下表面。横向压力梯度可控的鼓包进气道的设计方法，一方面具备了传统鼓包进气道的优点，取消了附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞行器的结构更轻，阻力更小，可靠性更高；考虑鼓包的横向压力梯度后，能控制鼓包表面横向压力梯度的分布，改善鼓包进气道对附面层的吹除能力。
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公开(公告)号：CN104149970B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410423856.X
申请日：2014-08-26
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C21/02
CPC classification number: Y02T50/166
Abstract: 基于多孔介质的高超声速飞行器减阻方法，涉及飞行器减阻方法。在多孔介质材料坯板上等间距制作出圆柱形盲孔阵列，得到多孔介质材料板；多孔介质材料板开孔率为15％～30％，多孔介质材料板的厚度H为400～600μm，圆柱形盲孔阵列的相邻孔间距为80～120μm，圆柱形盲孔的深度d为250～350μm，圆柱形盲孔的直径φ为50～90μm；将高超声速飞行器的机身表面上的大面积较平滑过渡区域作为多孔介质材料板的安装点；通过安装铆钉等间距铆在多孔介质材料板的边缘与高超声速飞行器的机身固连。十分简单、应用造价低，可显著减少高超声速飞行器的所增加的飞行重量，从而提高飞行器的巡航距离和机动性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105649779A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201610065072.3
申请日：2016-01-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 横向压力梯度可控的鼓包设计方法，涉及超音速飞行器。获得所需的压力梯度分布：将鼓包的前缘压缩型线离散成一系列的点，每个点在截面中的流向压力梯度分布趋势呈线性增长，改变各个流向截面中压力分布曲线的斜率，以此控制横向压力梯度的分布；利用逆向特征线法求得所需的压缩型面；形成鼓包的下表面：将鼓包的前缘压缩型线沿着流向追踪至设计截面即可获得鼓包的下表面。横向压力梯度可控的鼓包进气道的设计方法，一方面具备了传统鼓包进气道的优点，取消了附面层隔道、泄放系统和旁路系统，使得飞行器的结构更轻，阻力更小，可靠性更高；考虑鼓包的横向压力梯度后，能控制鼓包表面横向压力梯度的分布，改善鼓包进气道对附面层的吹除能力。
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公开(公告)号：CN106021831B
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201610591855.5
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
Abstract: 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，涉及高超声速进气道。包括以下步骤：步骤一：获取初始高超声速进气道；步骤二：确定分离包位置；步骤三：布置自适应连通逆向回流槽首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为进气道设计提供了新思路。
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公开(公告)号：CN105716115B
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201610126166.7
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R3/16
Abstract: 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的设计方法，涉及超燃冲压发动机。先据所需燃料总流量确定圆形燃料喷嘴的直径和个数，并对仅带有单个圆形燃料喷嘴的算例进行数值计算，获得燃料的扩散直径以及壁面边界层发展规律；接着确定半球体涡流发生器的直径和位置；之后确定圆形燃料喷嘴的位置；确定相邻两个半球体涡流发生器的中心距；确定膨胀段的转折角、长度、位置；最后采用等熵压缩段过渡连接膨胀段和超燃燃烧室上壁面，进而完成整个超燃燃烧室喷射系统构造的设计。提高超燃燃烧室的工作效率，缩短超燃燃烧室的尺寸，减轻超燃燃烧室的重量，增加发动机推力，有利于燃料组织稳定燃烧。总压损失小，热负荷小，降低超燃燃烧室内结构热防护的难度。
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公开(公告)号：CN106021831A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610591855.5
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
CPC classification number: G06F17/5086 , F02C7/04
Abstract: 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法，涉及高超声速进气道。包括以下步骤：步骤一：获取初始高超声速进气道；步骤二：确定分离包位置；步骤三：布置自适应连通逆向回流槽首先基于弯曲激波理论设计出二元进气道，根据给定设计攻角范围，通过CFD数值计算分别获得零攻角、最大正攻角两种状态下的分离包位置。在此基础上，以零攻角状态下的分离包前缘点为中点，最大正攻角状态下的分离包前缘点为端点布置自适应连通逆向回流槽。在给定的攻角范围内能够自适应地减小进气道的分离包，提高进气道的起动能力，为进气道设计提供了新思路。
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公开(公告)号：CN103605876B
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201310673530.8
申请日：2013-12-11
Applicant: 厦门大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，涉及近空间飞行器。喷嘴分布的基本方式有三种：根据流动特征在近涡壁面周向分布喷嘴、沿流向分布喷嘴或在近涡壁面“品”字形分布喷嘴。解决了现有超燃冲压发动机按部件设计中存在的不足，即进气道设计要尽量控制出口均匀性，而燃烧室设计要人为引入非均匀涡结构。利用三维内收缩进气道出口的低能/低速区和角区涡结构，合理配置燃烧室喷嘴位置，加强进气道和超燃燃烧室之间流动特征的联系，可以增强燃料喷射和掺混效果，从而间接提高燃烧效率，提高超燃冲压发动机的总体性能。
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