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[发明专利]一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞-CN202210711829.7在审
发明人： 王李璨;赵一龙;赵玉新;罗鑫;杨瑞 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-06-22 - 公布日： 2022-10-28 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种边界层抽吸与反压可控的内流道风洞，包括依次相连的上游过渡段、稳定段、风洞喷管段、上游等直段、进气道、下游等直段、S弯、燃烧室、尾喷管与下游过渡段；上游等直段上设有第一抽吸阵列，下游等直段上设有第二抽吸阵列，以用于抽吸边界层与流向涡；燃烧室上设有射流孔，以在射流的作用下实现反压可控。本发明应用于空气动力学技术领域，适用于内流道，将整个高超声速飞行器内流道与风洞一体化设计，边界层抽吸可控且反压可控，不仅能够高效地利用流量，而且方便实验观测和研究不同推进部件的耦合影响，同时试验段封闭，方便示踪成像，具有应用于推进系统实验教学的潜力。
一种边界层抽吸可控内流风洞

[发明专利]一种高超声速静风洞喷管出口声波控制方法及风洞-CN202210711826.3在审
发明人： 王李璨;赵玉新;赵一龙;杨瑞 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-06-22 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种高超声速静风洞喷管出口声波控制方法及风洞，该方法包括如下步骤：获取给定的出口声波；将出口声波反向传播至喷管的喉道，得到喷管喉道处的第一声场；在喷管上游布置扬声器阵列，启动扬声器阵列并在喷管喉道处形成第二声场；控制扬声器阵列中各扬声器发出声波的幅值、频率与相位，当第一声场与第二声场一致时，完成扬声器阵列的声波参数与出口声波的匹配。本发明应用于高超声速风洞技术领域，通过在喷管喉道处匹配声波的方式，实现喷管出口声波可控，进而可以在高超声速边界层转捩研究中基于可控的喷管出口声波评估声波对边界层转捩的影响。
一种高超声速风洞喷管出口声波控制方法

[发明专利]一种基于旋转开槽圆柱的凹腔噪声抑制方法-CN201810375393.2有效
发明人：尤延铖;王李璨;陈荣钱;滕健;刘万鸿 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-04-24 - 公布日： 2021-04-20 - 主分类号： G10K11/16 文献下载
摘要：一种基于旋转开槽圆柱的凹腔噪声抑制方法，涉及凹腔噪声抑制。确定圆柱参数；确定圆柱的控制规律；确定槽的方式、大小、形状；确定开槽数目。首先在凹腔前缘安装旋转开槽圆柱，然后合理设置圆柱的直径、数目、间距、控制规律以及槽的方式、大小、形状、数量，产生所需强度和周期的扰动。可通过调整圆柱转速和开槽方式等来控制扰动周期与强度，达到耗散剪切层的效果。考虑到凹腔整体气动布局对性能和稳定域影响较大，本发明还考虑了非工作状态下的优化外形设计，实现工作时可控，停止工作后不对外影响。
一种基于旋转开槽圆柱噪声抑制方法

[发明专利]一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法-CN201711268751.1有效
发明人：陈荣钱;刘万鸿;王李璨;邱若凡;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2017-12-05 - 公布日： 2020-01-07 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，涉及飞机机体噪声抑制方法。选用零质量射流激励器；在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置零质量射流激励器；采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；通过对噪声数据库进行对比分析，得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下能实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；将零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，起到前缘缝翼噪声抑制的效果。
一种基于质量射流控制前缘噪声抑制方法

[发明专利]基于变螺旋角开槽的下风式风力机噪声抑制方法-CN201810991612.X有效
发明人：尤延铖;林威;陈荣钱;王李璨;刘万鸿 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-08-29 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： F03D13/20 文献下载
摘要：基于变螺旋角开槽的下风式风力机噪声抑制方法，涉及圆柱塔架风力机。在圆柱塔架上确定开槽位置和开槽长度；在圆柱塔架上，确定开槽螺旋角大小；设计开槽的深度、宽度以及开槽的几何形状。不仅能够抑制圆柱尾流卡门涡街的发展，还能起到减阻作用。变螺旋角沟槽针对桨尖部分噪声较大的特点，更好抑制桨尖部分的低频噪声。所述基于变螺旋角开槽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。
开槽风力机变螺旋角噪声抑制塔架桨尖开槽螺旋角低频噪声卡门涡街开槽位置控制系统气动噪声减阻降噪尾流噪声

[实用新型]一种用于抑制下风式风力机噪声的变螺旋角开槽装置-CN201821418757.2有效
发明人：尤延铖;林威;陈荣钱;王李璨;刘万鸿 -专利权人：厦门大学
申请日： 2018-08-29 - 公布日： 2019-04-02 - 主分类号： F03D80/00 文献下载
摘要：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。
变螺旋角开槽装置风力机噪声风力机塔架螺旋沟槽顶端齐平光滑过渡控制系统气动噪声噪声抑制加密区倒角光滑降噪

[发明专利]自适应连通逆向回流槽进气道设计方法-CN201610591855.5有效
发明人： 王李璨;李怡庆;施崇广;周驯黄;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2016-07-26 - 公布日： 2018-11-13 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：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。
自适应连通逆向回流槽进气道设计方法

[发明专利]一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的设计方法-CN201610126166.7有效
发明人：周驯黄;滕健;李怡庆;王李璨;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2016-03-07 - 公布日： 2017-10-27 - 主分类号： F23R3/16 文献下载
摘要：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。
一种提升燃烧室内燃料喷射设计方法

[发明专利]一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法-CN201610125233.3有效
发明人： 王李璨;李怡庆;尤延铖;周驯黄 -专利权人：厦门大学
申请日： 2016-03-07 - 公布日： 2017-09-19 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：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。
一种兼顾密切鼓包进气道设计方法

[实用新型]一种用于抑制旋翼噪声的后掠桨尖开孔装置-CN201720104287.1有效
发明人：陈荣钱;王李璨;王旭;朱呈祥;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2017-01-24 - 公布日： 2017-08-15 - 主分类号： B64C27/467 文献下载
摘要：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。
一种用于抑制噪声后掠桨尖开孔装置

[发明专利]一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法-CN201710059429.1在审
发明人：陈荣钱;王李璨;王旭;朱呈祥;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2017-01-24 - 公布日： 2017-05-31 - 主分类号： B64C27/46 文献下载
摘要：一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，涉及直升机旋翼。提供将桨叶前缘的气流引到桨尖的端面，削弱桨尖涡的强度，以达到降低桨‑涡干扰噪声效果的一种基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法。在后掠桨尖上，确定开孔数目、孔的大小与间距；设计连接管道；确定开孔位置。由于后掠桨尖具有延迟激波、减小翼型阻力等优点，在高速直升机上广泛应用。提出的桨尖开孔方案，能够让翼型前缘的气流更多地流入管道，并且使得气流垂直于桨尖端面射出，大大削弱桨尖涡的强度，从而降低旋翼桨‑涡干扰噪声。所述基于后掠桨尖开孔的旋翼噪声抑制方法，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，是一种很有潜力的旋翼噪声抑制方案。
一种基于后掠桨尖开孔噪声抑制方法

[实用新型]一种提升超燃燃烧室内燃料喷射和掺混的装置-CN201620169997.8有效
发明人：周驯黄;滕健;李怡庆;王李璨;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2016-03-07 - 公布日： 2016-08-03 - 主分类号： F23D14/02 文献下载
摘要：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。
一种提升燃烧室内燃料喷射装置

[实用新型]一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道-CN201620170139.5有效
发明人： 王李璨;李怡庆;尤延铖;周驯黄 -专利权人：厦门大学
申请日： 2016-03-07 - 公布日： 2016-07-06 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：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。
一种兼顾密切鼓包进气道

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