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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109733634A
公开(公告)日：2019-05-10
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：CN106837549B
公开(公告)日：2018-07-17
申请号：CN201710065927.7
申请日：2017-02-06
Applicant: 厦门大学
Abstract: 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法，涉及飞行器的高超声速进气道。设计进气道的外压段；设计冲压通道的内压段；设计冲压通道的隔离段；分流方案设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的低速涡轮通道。设计的一种二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道，其结构包括进气道的高速冲压通道、低速涡轮通道和分流板。冲压通道由进气道的外压段、冲压通道的内压段、分流板和冲压通道的隔离段构成，采用等熵方法生成型面。涡轮通道由进气道的外压段、涡轮通道的内压段、分流板和涡轮通道扩张段组成，使用等熵压缩规律及面积均匀过渡的方式生成型面。
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公开(公告)号：CN106837549A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710065927.7
申请日：2017-02-06
Applicant: 厦门大学
CPC classification number: F02C7/042 , F02K7/16 , G06F17/5086
Abstract: 内并联式高超声速双通道进气道的设计方法，涉及飞行器的高超声速进气道。设计进气道的外压段；设计冲压通道的内压段；设计冲压通道的隔离段；分流方案设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的低速涡轮通道。设计的一种二元内并联式涡轮基组合循环动力进气道，其结构包括进气道的高速冲压通道、低速涡轮通道和分流板。冲压通道由进气道的外压段、冲压通道的内压段、分流板和冲压通道的隔离段构成，采用等熵方法生成型面。涡轮通道由进气道的外压段、涡轮通道的内压段、分流板和涡轮通道扩张段组成，使用等熵压缩规律及面积均匀过渡的方式生成型面。
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公开(公告)号：CN209369936U
公开(公告)日：2019-09-10
申请号：CN201920027149.7
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，涉及宽速域航空飞行器的高超声速进气道。包括三维内转类矩形压缩型面、冲压通道隔离段、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、涡轮通道分流段、涡轮通道类矩形可调扩张段、涡轮通道不可调扩张段，其中三维内转类矩形压缩型面采用特征线法和逆向流线追踪方法生成，引射火箭通道分流段、涡轮通道的分流段通过分流板的旋转生成，引射火箭通道可调扩张段、涡轮通道可调扩张段的旋转壁面根据设计要求生成，其余型面采用面积均匀过渡的方法生成。该进气道能够在设计马赫数下保证来流全流量捕获，提高性能，拓宽飞行速域，通道布局紧凑，减小迎风面积和外部阻力。
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公开(公告)号：CN207333053U
公开(公告)日：2018-05-08
申请号：CN201720110666.1
申请日：2017-02-06
Applicant: 厦门大学
Abstract: 内并联式高超声速双通道进气道，涉及飞行器的高超声速进气道。提供其结构上仅使用一种变几何装置，变形简单可靠，对动作伺服装置的要求较易实现的内并联式高超声速双通道进气道。设有冲压通道和涡轮通道；所述冲压通道由进气道的外压段、冲压通道的内压段、分流板和冲压通道的隔离段组成，涡轮通道由进气道的外压段、涡轮通道的内压段、分流板和涡轮通道的扩张段组成。在保证进气道结构简单、变形可靠的同时，还具有较高的流量系数、总压恢复和较低的出口马赫数等优点，从而推动了系统的总体性能。
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