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公开(公告)号：CN116593168B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310861731.4
申请日：2023-07-14
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G01M15/14 , G01F9/00 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种冲压旋转爆震发动机耗油率评估方法及系统，涉及旋转爆震发动机技术领域，采用结合试验模型发动机的试验台推力测试值和发动机排气端阻力的方式，计算试验模型发动机净推力，并计算喷管出口总压，根据空气流量和燃油流量计算发动机流量，通过气动热力学数学模型分析得到发动机整机推力，根据发动机整机推力和燃油流量计算发动机耗油率。实现了试验数据和气动热力学数学模型分析方法的融合，相较于数值模拟方法耗油率评估准确度更高，相较于自由射流试验方法试验过程更加简洁、试验周期更短、试验费用更低，有利于实现发动机快速、准确迭代设计。
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公开(公告)号：CN114857622B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202210514511.X
申请日：2022-05-12
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请公开了一种旋转爆震燃烧室燃油喷注面积快速可调装置，其包括爆震燃烧室，爆震燃烧室包括燃烧室外筒以及燃烧室内筒，燃烧室内筒与燃烧室外筒之间形成有爆震燃烧环腔，还包括燃油注入装置，燃油注入装置包括燃油壳、燃油内筒以及喉道外筒，喉道外筒与燃油外筒之间形成有与爆震燃烧环腔相连通的环形喉道，燃油壳包括燃油外筒以及连接在燃油外筒上的阻油板，燃油外筒、燃油内筒以及阻油板之间形成有燃油腔，燃油壳上开设有连通燃油腔与爆震燃烧环腔的燃油喷注孔，燃油壳上设置有调节机构，调节机构包括滑动设置在燃油壳上并用于遮蔽燃油喷注孔的挡块。本申请具有减小试验成本的效果。
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公开(公告)号：CN116593168A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310861731.4
申请日：2023-07-14
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G01M15/14 , G01F9/00 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种冲压旋转爆震发动机耗油率评估方法及系统，涉及旋转爆震发动机技术领域，采用结合试验模型发动机的试验台推力测试值和发动机排气端阻力的方式，计算试验模型发动机净推力，并计算喷管出口总压，根据空气流量和燃油流量计算发动机流量，通过气动热力学数学模型分析得到发动机整机推力，根据发动机整机推力和燃油流量计算发动机耗油率。实现了试验数据和气动热力学数学模型分析方法的融合，相较于数值模拟方法耗油率评估准确度更高，相较于自由射流试验方法试验过程更加简洁、试验周期更短、试验费用更低，有利于实现发动机快速、准确迭代设计。
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公开(公告)号：CN113757725B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202110715241.4
申请日：2021-06-26
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请涉及一种旋转爆震燃烧室模态控制流道构型，其包括内筒、外板及至少一个扇形换向块，外板与内筒之间形成环形腔，外板靠近内筒的一侧开设有至少一个凹槽，凹槽槽壁包括弧边及直边，扇形换向块一一对应匹配在凹槽内，扇形换向块弧形边远离内筒，扇形换向块朝向直边倾斜设置，弧边与扇形换向块的弧形边之间形成换向弧道，扇形换向块靠近直边的侧壁与直边之间形成入口直道；使用本申请的流道构型时，爆震波在环形腔内沿某一方向绕内筒转动，当出现与爆震波绕行方向相反的次波后，次波转动到入口直道时，依次通过入口直道及换向弧道进行换向，换向后的次波与爆震波转动方向相同，有效减少爆震波对撞的情况，从而提高爆震波有效的总压增益。
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公开(公告)号：CN109406155A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811574839.0
申请日：2018-12-21
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: G01M15/12
Abstract: 本发明涉及发动机状态监测技术领域，公开了基于振动信号的旋转爆震发动机状态监测装置及方法，包括设于旋转爆震发动机外壁的若干个加速度传感器，通过对振动信号的时域和频域分析，实现对发动机内部爆震波状态的识别和监测，方法简单易行，加速度传感器响应快，信号处理的计算量小，判读方便，具有良好的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104843172A
公开(公告)日：2015-08-19
申请号：CN201510197034.9
申请日：2015-04-23
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 一种环形爆震升力风扇，包括：叶盘、均匀设于叶盘外壁的叶片、均匀设于叶片边缘的至少三个弧形导轨，其靠近叶片的一侧设有通槽；设于弧形导轨内的弧形爆震发动机，其通过连接件与叶片边缘固定连接，所述弧形爆震发动机沿通槽于弧形导轨内同向运动。本发明提供的环形爆震升力风扇采用接力起爆的弧形爆震发动机作为驱动动力，无需从主发动机中提取功率，从而提升主发动机的推力性能，减少主发动机的燃油消耗量，具有结构简单、质量小、工作效率高的优点。
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公开(公告)号：CN119755675A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411878522.1
申请日：2024-12-19
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明公开了一种旋转爆震燃烧室沿程分级燃料喷注结构，属于燃料喷注的技术领域，其包括设置于进气装置的容纳腔，容纳腔用于对燃料进行容纳，进气装置包括内筒体和外筒体，内筒体和外筒体之间的间隙形成进气通道，进气通道包括第一进气流道、收缩流道、第二进气流道以及扩张流道，容纳腔依次设置有第一喷注构造、第二喷注构造以及第三喷注构造，第一喷注构造用于向第一进气流道内喷注燃料，第二喷注构造用于向收缩流道内喷注燃料，第三喷注构造用于向第二进气流道内喷注燃料。本申请具有便于实现进气通道内添加燃料与进入旋转爆震燃烧室空气的高效充分混合，提高旋转爆震燃烧室内的燃烧效率的效果。
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公开(公告)号：CN117738792A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311801858.3
申请日：2023-12-25
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请公开了燃烧室头部设置反推叶片的涡轮基旋转爆震航空发动机，涉及航空发动机的领域，其包括机壳和同轴转动设置于机壳内的转动轴，所述转动轴上设置有压气叶轮和涡轮，所述机壳内位于压气叶轮和涡轮之间形成有燃烧室，所述转动轴位于压气叶轮与燃烧室之间的位置固定有反推体，所述反推体绕转动轴轴线均匀间隔设置有多个。本申请具有提高爆震燃烧室与压气机匹配性以及提高燃烧室总压恢复系数的优势，并有助于提升发动机的推力的效果。
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公开(公告)号：CN113756990B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202110715235.9
申请日：2021-06-26
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请涉及一种旁路引气低能点火回传式起爆装置，其应用于旋转爆震发动机的技术领域，其包括支路管、点火单元和控制单元，环形燃烧室上设有用于与所述支路管连通的开口，所述支路管一端与环形燃烧室连通，所述支路管侧壁贴合设置于环形燃烧室外壁上，所述点火单元和所述控制单元均安装于所述支路管上，所述控制单元位于所述点火单元远离所述开口的一侧，用于控制所述支路管的开合。本申请具有结构精简，占用空间少，能够有效减小旋转爆震发动机体积，节约了制造成本，同时达到了克服旋转爆震发动机再启动问题的效果。
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公开(公告)号：CN113757725A
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110715241.4
申请日：2021-06-26
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本申请涉及一种旋转爆震燃烧室模态控制流道构型，其包括内筒、外板及至少一个扇形换向块，外板与内筒之间形成环形腔，外板靠近内筒的一侧开设有至少一个凹槽，凹槽槽壁包括弧边及直边，扇形换向块一一对应匹配在凹槽内，扇形换向块弧形边远离内筒，扇形换向块朝向直边倾斜设置，弧边与扇形换向块的弧形边之间形成换向弧道，扇形换向块靠近直边的侧壁与直边之间形成入口直道；使用本申请的流道构型时，爆震波在环形腔内沿某一方向绕内筒转动，当出现与爆震波绕行方向相反的次波后，次波转动到入口直道时，依次通过入口直道及换向弧道进行换向，换向后的次波与爆震波转动方向相同，有效减少爆震波对撞的情况，从而提高爆震波有效的总压增益。
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