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[发明专利]基于形状记忆合金的TBCC进气道调节机构设计方法-CN202011617315.2有效
发明人：穆瑞;张凯瑞;张宇锋;陈锦豪;尤延铖;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-12-31 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：基于形状记忆合金的TBCC进气道调节机构设计方法，涉及TBCC进气道技术领域。包括以下步骤：1)通过温度控制形状记忆合金的形变来调节门体形状，实现支气道通风口的开启与闭合；2)在闭合时保证通风口的密闭特性；3)在门体打开和关闭过程中实现连续调节；4)将门体形状按照主进气道内壁轮廓进行设计。达到开启时通风口面积无遮挡的效果。将形状记忆合金应用于TBCC发动机进气道领域，其解决基于单板绕中心轴转动来调节支气道通风口面积的方案中，所需力矩过大的问题。其方便控制，实现在开合过程中对支气道通风面积的连续调节，和在闭合时的完全密闭。
基于形状记忆合金 tbcc 进气道调节机构设计方法

[发明专利]一种基于六自由度运动平台的电子稳定系统的设计方法-CN202110643923.9有效
发明人：李雨凡;司一凡;周函玉;张勐飞;尤延铖;朱剑锋 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-06-09 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： G05B19/042 文献下载
摘要：一种基于六自由度运动平台的电子稳定系统的设计方法，属于机械设计、自动化等技术领域。包括以下步骤：1)通过陀螺仪和加速度传感器获得载体(飞行器)的姿态信息；2)将姿态信息转化为电信号通过集成电路传输；3)基于计算机PCI总线以DSP+FPGA架构建立六自由度运动控制系统；4)建立线性误差模型，进行误差矫正；5)六自由度座椅的核心机械结构的设计。实现在飞行器飞行过程中，减震座椅自动根据飞行器的摇摆、俯仰、旋转状态调整座椅三维空间下的状态，从而使座椅上与地表保持相对姿态不变，达到减震效果。使用飞行器减震座椅的乘客不会因飞行器变速、转弯、起降的加速度而感到不适，真正感受到平稳飞行。
一种基于自由度运动平台电子稳定系统设计方法

[发明专利]一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法-CN202210656910.X在审
发明人：朱呈祥;余成;徐珂靖;汤祎麒;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-06-10 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法，涉及临近空间的超燃冲压发动机。根据设计条件和要求，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，得到满足需求的二元高超声速进气道；基于短喷管理论及最大推力喷管原理设计单边膨胀尾喷管；在进气道边界层设计引气装置，根据进气道边界层位置以及气体实际需求计算边界层引气装置的出口数量、大小、位置和角度；引出气体经由次流系统的温度模块和压力模块后用于燃烧室冷却、尾喷管生成气动喉道、机舱供气等。兼顾超声速进气道的边界层排移、燃烧室的冷却和喷管喉道面积的调节，通过设计次流系统的各模块对进气道边界层高温高压气体循环再利用，提高飞行器整体性能。
一种考虑系统吸气式超燃冲压发动机设计方法

[发明专利]激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法-CN202210604138.7在审
发明人：郑晓刚;尤延铖;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-30 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：激波形状与压力分布同时可控的双乘波构型设计方法，本发明根据设计需求，在设计截面内指定前缘捕获曲线(FCT)及三维激波曲线，其中三维激波曲线包含外流段与内流段两部分，两者以平面激波进行过渡，利用吻切乘波理论分别对两段激波及前缘捕获曲线(FCT)进行离散。在外流吻切平面内，根据给定的激波形状，利用弯曲激波理论求出对应流线。随后，构造所需流向壁面压力分布，利用弯曲激波理论求出剩余流线。类似地，在内流吻切平面内，根据给定的激波形状和压力分布，利用弯曲激波理论求得对应流线。最后，将所有吻切平面中的外流流线和内流流线根据几何关系组合构成双乘波构型的下表面，以此保证对激波形状与压力分布的共同控制。
激波形状压力分布同时可控双乘波构型设计方法

[发明专利]一种基于形态学的近景手势识别方法-CN201810460615.0有效
发明人：殷春平;王德鑫;廖采莹;董一巍;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-05-15 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06V40/20 文献下载
摘要：本发明旨在提出一种基于形态学的近景手势识别方法。首先采集RGB彩色图像和深度图像，利用haar特征检测器，获取彩色图中的手部掩码box1；依次根据RGBD对齐原理、一阶差分和阈值处理获得分割后手部区域的RGBD图，并裁剪下感兴趣区域ROI得到手部掩码box3；再对手部掩码box3求解最大内切圆，通过内切圆的几何参数估计掌部大小与掌心位置；设计坐标淘汰机制提取指端区域和指端数N，并根据N的值选择提前训练好的CNN分类模型，对手势进行分类，得到最终手势类型。该方法在识别手部区域过程中特别地设计了一种坐标淘汰机制和一种新型的科学的图像卷积算子，该算子具有旋转不变性，能对近景的复杂手势进行快速识别。
一种基于形态学近景手势识别方法

[发明专利]基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法-CN202210561359.0在审
发明人：朱呈祥;曹盛;施崇广;胡梅晓;卢洪波;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-23 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。
基于弯曲激波理论三维两级压缩双乘波一体化设计方法

[发明专利]一种热防护结构及其制备方法-CN202111320126.3有效
发明人：金华;张劭捷;张结艳;米智彤;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-11-09 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B32B3/24 文献下载
摘要：本发明提供了一种热防护结构及其制备方法，该热防护结构包括依次设置的隔热层、空腔层和蒙皮，隔热层设置于飞行器内舱的外表面上；隔热层包括多孔隔热结构、设置于多孔隔热结构中的温敏性水凝胶和吸附于温敏性水凝胶中的冷却工质；在热防护结构未进行热防护时，温敏性水凝胶处于溶胀状态，用于将冷却工质以固相的存在形式吸附于温敏性水凝胶中；在热防护结构进行热防护时，温敏性水凝胶吸收由蒙皮和空腔层向内辐射的热量，使其处于退溶胀状态，用于将冷却工质的存在形式由固相依次转变为液相和气相，并使得气相的冷却工质释放到空腔层后排出。本发明提供的热防护结构具备优异的热防护性能。
一种防护结构及其制备方法

[发明专利]一种基于旋转爆震发动机的可调塞式喷管-CN202210580133.5在审
发明人：黄玥;陈肖楠;栾振业;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-05-25 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F02K1/06 文献下载
摘要：一种基于旋转爆震发动机的可调塞式喷管，包括喷管内锥、喷管外罩、固定壳体和液压缸；喷管外罩滑动连接于固定壳体的前端，液压缸设于固定壳体外部，液压缸的固定端连接固定壳体，伸缩端连接喷管外罩；喷管内锥设于固定壳体和喷管外罩所形成的腔体内，且喷管内锥与固定壳体连接；喷管外罩和喷管内锥之间形成可调喉道。当旋转爆震发动机在低海拔低马赫数下飞行时，通过液压缸前推，喷管外罩前移，可增大喉道面积，增加发动机流量，减小喷管的扩张比，从而增大发动机推力。当旋转爆震发动机在高海拔高马赫数下飞行时，通过液压缸后拉，喷管外罩后移，从而减小喉道面积，减小发动机流量，增大喷管扩张比，从而增大喷管出口马赫数，增大发动机推力。
一种基于旋转发动机可调喷管

[实用新型]一种可调节泄流量及可预警失稳的双通道进气道调节机构-CN202220881648.4有效
发明人：朱呈祥;卢钰文;蔡泽君;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-04-15 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：一种可调节泄流量及可预警失稳的双通道进气道调节机构，进气道压缩段、分流板组件、冲压通道和涡轮通道；所述进气道压缩段为冲压通道与涡轮通道共用的进气通道；所述分流板组件包括依次设置的前分流板、副板和后分流板；所述前分流板作为进气道压缩段的二级压缩型面，转动设于进气道压缩段的上壁面；所述后分流板作为涡轮通道的上壁面的一部分，转动设于涡轮通道的上壁面；所述副板转动设于前分流板的自由端。本实用新型动态调节泄流量排移边界层的同时大幅度降低分流板运动对流场的影响，增强进气道流场品质，并可作为失稳预警。
一种调节流量预警失稳双通道进气道机构

[发明专利]基于曲面百叶窗原理的TBCC进气道调节机构设计方法-CN202011617302.5有效
发明人：穆瑞;张凯瑞;林晓鹰;尤延铖;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-12-31 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F02C7/057 文献下载
摘要：基于曲面百叶窗原理的TBCC进气道调节机构设计方法，涉及TBCC进气道。包括以下步骤：1)解决叶片与管壁的干涉问题；2)在闭合时保证通风口的密闭特性；3)基于百叶窗原理实现通风口面积的连续调节；基于四连杆机构原理，以居中的叶片的转动销为主动轴，另一叶片的转动销为从动轴，并设计出传动连杆与两叶片铰接，以实现将主动叶片的运动形式传递给从动叶片的功能，在叶片打开过程中实现同时、连续调节；4)将整体调节机构按照主进气道内壁轮廓进行设计。解决由于平面百叶窗叶片难以与主气道内壁形状吻合，而产生的对气流的诸多负面影响，方便控制，实现在开合过程中对进气道通风面积的同时且连续调节，和在闭合时的完全密闭。
基于曲面百叶窗原理 tbcc 进气道调节机构设计方法

[发明专利]一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器-CN202111460720.2有效
发明人：黄玥;刘润富;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-12-02 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器，涉及航空发动机加力燃烧室。设有两级掺混段，每一级掺混段由不同尺寸的梯齿冠状混合器组成，且掺混段为环形结构，依据外涵气流流经的先后顺序依次命名为一级掺混段和二级掺混段，所述一级掺混段设置在二级掺混段内部；每一级掺混段由内壁与梯齿冠状混合器组成，梯齿冠状混合器内倾梯齿和外倾梯齿交替均匀排列在每一级的掺混段出口端面，气体流过内倾梯齿和外倾梯齿时，交错分布的梯齿诱导出流向涡，在梯齿冠状混合器的后端形成稳定和均匀的掺混区，强化内外涵道气流的掺混。有效抑制噪音的产生，有效增强航空发动机内外涵道气流掺混，提高混合效率，减小总压损失，从而提高加力燃烧室燃烧效率。
一种用于一体化加力燃烧室多级梯齿型混合器

[发明专利]一种基于鲸鱼优化算法的航空发动机涡轮盘优化方法-CN202011062834.7有效
发明人：曾念寅;宋丹丹;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-09-30 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明提供一种基于鲸鱼优化算法的航空发动机涡轮盘优化方法，包括：针对要优化的航空发动机涡轮盘结构，利用UG进行参数化建模；将参数化模型作为输入模型，利用patran软件进行网格划分，并添加约束、载荷、温度场和材料等数据信息；提交nastran软件进行求解，得到涡轮盘的应力、位移和质量等相关数据；在isight中用simcode组件集成UG更新程序，patran批处理程序和nastran批处理程序；在isight中使用optimization组件，基于鲸鱼多目标优化算法对涡轮盘形状进行优化，得到最大径向应力接近最大许用径向应力，最大周向应力接近最大许用周向应力，并且质量最小的涡轮盘模型。
一种基于鲸鱼优化算法航空发动机涡轮方法

[发明专利]一种航空发动机滑油粘度的在线检测模型计算方法-CN202210289316.1在审
发明人：王奕首;朱凌;尤延铖;卿新林;孙虎 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-03-22 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： G01N11/00 文献下载
摘要：本发明涉及航空发动机的技术领域，特别涉及一种航空发动机滑油黏度的在线检测模型计算方法，包括获取滑油运行过程中实时状态下磨粒的径向速度usb和磨粒的径向滑移速度uss；根据滑油对磨粒的拖曳系数Cd及磨粒的雷诺数Reb，建立有关滑油黏度的模型；将获取的磨粒的径向速度usb、磨粒的径向滑移速度uss输入至该模型来获得滑油黏度参数。本发明提供的计算方法构建了数学模型，并利用该数学模型对信号进行处理、计算以得到滑油黏度参数。不仅可实线滑油黏度参数的实时在线检测，有利于对发动机突发故障进行监测以及掌握滑油的实时状态，同时还无需昂贵的设备和熟练的分析人员，满足对航空发动机滑油实时监测的需求。
一种航空发动机粘度在线检测模型计算方法

[发明专利]一种串并混联的三动力组合发动机设计方法-CN202110173210.0有效
发明人：朱剑锋;韦宇卿;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2021-02-08 - 公布日： 2022-05-17 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种串并混联的三动力组合发动机设计方法，1)针对飞行器对组合动力的尺寸指标，确定组合动力的最大迎风流道截面积；发动机进气道采用进气堵锥可前后移动的轴对称结构，进气道捕获面积选择为最大迎风流道截面积；2)根据单独冲压工作的最低马赫数，计算涡轮发动机最大截面的流量系数及马赫数、冲压发动机亚燃燃烧室的进口截面积；3)根据不同飞行条件下的冲压发动机亚燃燃烧室出口流量、总压及总温，计算可调喷管喉道面积；4)根据不同飞行条件下的喷管出口流量、总压、总温等，计算得到发动机推力及耗油率；5)完成沿流向方向长度的设计；6)结合整个飞行剖面内火箭发动机的最大推力需求，完成火箭发动机的大小及数量设计。
一种动力组合发动机设计方法

[发明专利]基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法-CN202011206177.9有效
发明人： 尤延铖;郑晓刚;朱呈祥 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-11-02 - 公布日： 2022-05-03 - 主分类号： B64F5/00 文献下载
摘要：基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，包括以下步骤：1)根据高超声速飞行器总体设计需求指定全三维前体激波曲面；2)将全三维前体激波曲面离散为一系列参考平面内的前体激波曲线，利用弯曲激波理论求解对应的流场以及曲锥前体压缩面；3)以进气道唇口为输入条件，指定与之相匹配的全三维鼓包激波曲面；全三维鼓包激波曲面与步骤2)获得的曲锥前体压缩面的相贯线即为鼓包压缩型面前缘型线；4)将全三维鼓包激波曲面与鼓包压缩型面前缘型线以参考平面的形式进行离散，利用弯曲激波理论进行求解，获得参考平面内的基准流场及鼓包压缩型线，将所有参考平面内的鼓包压缩型线进行组合即可获得基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面。
基于曲锥前体高超声速鼓包压缩型面反设计方法