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公开(公告)号：CN105697150B
公开(公告)日：2017-09-19
申请号：CN201610125233.3
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，涉及超声速进气道。根据乘波理论的反演设计思想给出三维激波系，激波系中间为圆弧，两边为曲线，圆弧圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后将密切曲线离散成许多离散点，即得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径与下表面型线相交；利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即得鼓包三维曲面；鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成。
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公开(公告)号：CN105716115A
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201610126166.7
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F23R3/16
CPC classification number: 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：CN105697150A
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201610125233.3
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
CPC classification number: F02C7/042
Abstract: 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，涉及超声速进气道。根据乘波理论的反演设计思想给出三维激波系，激波系中间为圆弧，两边为曲线，圆弧圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后将密切曲线离散成许多离散点，即得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径与下表面型线相交；利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即得鼓包三维曲面；鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN206407132U
公开(公告)日：2017-08-15
申请号：CN201720104287.1
申请日：2017-01-24
Applicant: 厦门大学
IPC: B64C27/467
Abstract: 一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置，涉及直升机旋翼。设有直升机旋翼后掠桨尖，所述直升机旋翼后掠桨尖用于推迟跨声速激波、减小气动阻力；所述后掠桨尖设有开孔装置，所述开孔装置用于削弱桨涡干扰噪声；所述开孔装置设有桨尖前缘进气孔、桨尖端面吹气孔、连接管道，所述桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔均为圆孔，桨尖前缘进气孔与桨尖端面吹气孔分别设于桨尖前缘和桨尖端面；在桨尖前缘处切线与前缘来流同向，在桨尖端面处切线与端面垂直，在旋翼内部几何过渡设计。通过在旋翼的后掠桨尖上设置孔的形状、大小、数量、间距、管道形式来将桨叶前缘气流引入桨尖端面，以实现削弱桨涡干扰噪声的目的。
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公开(公告)号：CN205370766U
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201620170139.5
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道，涉及超声速进气道。提供可实现鼓包进气道压力分布由中间向两侧递减，加强吹除边界层效果的一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道。设有激波系，该激波系中间段为圆弧，两端为曲线，两者相切过渡。进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定，中间段圆弧对应鼓包曲面，中间段圆弧与鼓包曲面拼接成三维鼓包曲面，进气道外罩与密切曲线所生成的鼓包三维曲面在边缘处光滑连接，形成整个进气道。改变了鼓包进气道形状单一的缺点，同时减小溢流阻力。具有中间凸起、两边平缓的特征，能够吹除边界层扰流。中间凸起部分的圆锥段使用锥导乘波理论设计，两边平缓部分及过渡段用密切乘波理论设计。
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公开(公告)号：CN208686526U
公开(公告)日：2019-04-02
申请号：CN201821418757.2
申请日：2018-08-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种用于抑制下风式风力机噪声的变螺旋角开槽装置，涉及风力机。设有变螺旋角开槽装置，所述变螺旋角开槽装置固定在风力机塔架上，变螺旋角开槽装置顶端与风力机塔架顶端齐平，变螺旋角开槽装置具有3个区域：区域1、区域2和区域3，所述区域2为螺旋沟槽加密区；在变螺旋角处采用二次光滑过渡，螺旋沟槽底部设有光滑倒角。用于抑制下风式风力机噪声，采用的风力机低频气动噪声抑制方法结构简单，实现方便，不需要额外复杂的控制系统，降噪效果显著，是一种有潜力的下风式风力机噪声抑制方案。
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公开(公告)号：CN205990965U
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201620789718.8
申请日：2016-07-26
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 一种自适应连通逆向回流槽进气道，涉及高超声速进气道。设有弯曲激波压缩型线、入射弯曲激波、唇口以及自适应连通逆向回流槽。所述弯曲激波压缩型线分为直线段与等熵段；所述入射弯曲激波由弯曲激波压缩型线直线段产生的斜激波与弯曲激波压缩型线等熵段产生的马赫波交汇所致；所述唇口与入射弯曲激波相切；所述自适应连通逆向回流槽包括逆向泄流槽与回流通路，所述逆向泄流槽与零攻角状态下分离包前缘点重合，端点的逆向泄流槽与最大正攻角状态下分离包前缘点重合，实现对于攻角变化的自适应。提高进气道的起动性能，拓宽进气道的工作范围，提高进气道抗干扰能力，增强进气道稳定工作的裕度。
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公开(公告)号：CN205424924U
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201620169997.8
申请日：2016-03-07
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的装置，涉及超燃冲压发动机。设有超燃燃烧室、半球体涡流发生器、圆形燃料喷嘴、膨胀段、等熵压缩段；涡流发生器紧贴燃烧室壁面，涡流发生器安装在距离超燃燃烧室入口5～8倍涡流发生器直径的位置；圆形燃料喷嘴整体呈现收敛状，燃料通过喷嘴垂直喷入燃烧室内，喷嘴与涡流发生器之间的中心距为0.3～0.5倍的涡流发生器直径；膨胀段位于燃烧室上壁面。提高燃烧室工作效率和缩短发动机隔离段、燃烧室长度，工作性能高、损失小、结构简单、热防护难度低。
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