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公开(公告)号：CN113738511A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202010464734.0
申请日：2020-05-27
Applicant: 厦门大学
Abstract: 提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，包括以下步骤：1)设计TBCC进气道的内隔板的形状和位置；2)设计前分流板的形状；3)设计后分流板的形状；4)前分流板的形状优化：5)后分流板的形状优化；前分流板的固定端与一级压缩段转轴连接，另一端为自由端；后分流板的固定端与涡轮通道上壁面转轴连接，另一端为自由端；前分流板和后分流板的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触；前分流板和后分流板的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。本发明分流板具有更好的气密性，能更好的控制模态转变过程中的溢流现象，保证模态转换过渡顺畅的同时更好的保护其他外露元器件的安全。
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公开(公告)号：CN117087856A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310783127.4
申请日：2023-06-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种三通道的内外流一体化全乘波气动设计方法，涉及临近空间高超音速飞行器一体化设计。包括沿展向并联布置的三个三维内收缩进气道以及内/外流一体化气动过渡设计。三个三维内收缩进气道均采用三维内收缩基本流场进行流线追踪设计，将内乘波的三维内收缩进气道的基本流场与乘波前体的外流流场进行耦合设计，使得内乘波的三维内收缩进气道与外乘波的乘波前体实现气动过渡。该设计方法生成的三通道内外流一体化全乘波构型，其整个下表面完全“乘坐”在三维外压缩激波上，具有良好的全乘波特性；三个三维内收缩激波均封口，实现三个三维内收缩进气道的全流量捕获。该设计方法为飞行器乘波前体与三维内转进气道的一体化设计引入新思路。
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公开(公告)号：CN116720259A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310711625.8
申请日：2023-06-15
Applicant: 厦门大学
Abstract: 基于两级压缩TBCC进气道的内外流一体化设计方法。将可在宽速域内连续工作的内乘波TBCC进气道与具有高升阻比的乘波前体一体化设计，实现可在宽速域连续工作的内/外流一体化构型。两级压缩的内乘波TBCC进气道采用基于双入射激波的内收缩基本流场进行流线追踪设计，进气道的第二级压缩型面设计为可调型面，控制低速涡轮模态与高速冲压模态的过渡转换。内乘波TBCC进气道的基本流场与外流乘波前体的流场耦合设计，实现内乘波TBCC进气道内流乘波与乘波前体外乘波的气动过渡。一体化构型可保证飞行器在宽速域内连续工作，且在高超声速工作状态下具备较好升阻特性，拓宽乘波体工作速域，实现高超声速飞行器水平起降、可重复使用。
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公开(公告)号：CN115962051A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202310123351.0
申请日：2023-02-16
Applicant: 厦门大学
Abstract: 分布式可调节TBCC进气道流动控制装置的设计方法，涉及航空航天。根据高超声速飞行器需求，设计可调节的内转TBCC进气道，采用二元结构的调节部件以保证结构的旋转可调。为避免通道内结尾激波在靠近通道入口处产生突跳现象，在涡轮通道可调上壁面设置分布式可调节的旋转板，涡轮通道下壁面和冲压通道上壁面间设连通的分布式可调节旋转板，通过布置在各个通道内的压力传感器传递的压力信号对其控制；通过压力信号灵活控制可调节旋转板开合，形成分布式的泄流槽抑制通道内结尾激波突跳现象，避免通道工作失稳，排除低能的附面层，削弱通道内的激波/边界层干扰现象。分布式泄流槽增强通道的抗反压能力，提髙进气道的工作稳定性和工作裕度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114738118A
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202210400901.4
申请日：2022-04-15
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/057
Abstract: 高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道基础型面上选取截面与进气道的截曲线的修正直线为转轴，将直线沿流向延伸至喉道截面修型为分流板主板型面；3)失稳控制副板设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关，当激波前移至失稳临界截面时，失稳控制副板由于内外两侧的压力差自动偏转一定角度泄流排压，随即触发失稳的主动控制，将失稳控制副板进一步偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节。
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公开(公告)号：CN212272395U
公开(公告)日：2021-01-01
申请号：CN202020925650.8
申请日：2020-05-27
Applicant: 厦门大学
Abstract: 一种提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，涉及宽速域飞行器的组合进气道领域，包括前分流板和后分流板，所述前分流板的固定端与一级压缩段转轴连接，另一端为自由端；所述后分流板的固定端与涡轮通道上壁面转轴连接，另一端为自由端；前分流板和后分流板的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触；前分流板和后分流板的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。本实用新型具有更好的气密性，能更好的控制模态转变过程中的溢流现象，保证模态转换过渡顺畅的同时更好的保护其他外露元器件的安全，此外，分流板其前端为一光滑曲面，能够有效减少气流的总压损失。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN212337458U
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202021235435.1
申请日：2020-06-29
Applicant: 厦门大学
Abstract: 三维内转消膨胀波高性能双通道TBCC进气道，包括进气道外压段、冲压通道、涡轮通道和分流板；所述冲压通道和涡轮通道共用进气道外压段；冲压通道包括依次连接的冲压通道内压段和冲压通道隔离段，冲压通道隔离段的入口为类矩形型面，冲压通道隔离段的出口为椭圆形型面；涡轮通道包括依次连接的涡轮通道内压段和涡轮通道扩张段，涡轮通道扩张段的入口为类矩形型面，涡轮通道扩张段的出口为椭圆形型面；其中，当进气道的工作状态从冲压模态转换到涡轮模态时，分流板绕转轴匀速运动，完全开启后，分流板末端与涡轮通道的上边缘相交；当进气道的工作状态从涡轮模态转换到冲压模态时，分流板完全关闭，分流板末端与冲压通道上边缘相交。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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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：CN213450609U
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202022498075.0
申请日：2020-11-02
Applicant: 厦门大学
IPC: F02C7/04
Abstract: 一种基于弯曲激波理论反设计法的全三维内转进气道，涉及临近空间高超声速进气道领域，所述全三维内转进气道包括全三维内转进气道压缩型面、进气道唇口、进气道肩部、全三维内转进气道隔离段；所述全三维内转进气道压缩型面于进气道肩部处转平进入全三维内转进气道隔离段；所述进气道唇口位于全三维内转进气道压缩型面对应入射激波截止处；所述进气道肩部位于全三维内转进气道压缩型面对应反射激波截止处。保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。
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