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公开(公告)号：CN113464283B
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202110911541.X
申请日：2021-08-10
Abstract: 本发明提供一种旋转爆震发动机复合主动冷却结构，包括燃油对流冷却和气膜冷却；燃油对流冷却是利用燃油在燃烧室和喷管壁面的冷却通道内通过对流换热吸热，然后经集油箱收集后统一进入燃烧室参与燃烧，既利用了燃油热沉的吸热实施有效冷却，又提高燃油温度从而有利于组织燃烧，提高燃烧效率。气膜冷却是利用冷却空气通过燃烧室壁面上的倾斜气膜孔进入燃烧室内腔形成气膜，既能阻隔燃烧室壁面与高温燃气的直接接触，又能避免高温燃气倒灌、达到气膜贴壁的效果。本发明能够改善旋转爆震发动机的工作环境，增加燃烧室和喷管的使用寿命，提高发动机整体的运行可靠性。
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公开(公告)号：CN115142958A
公开(公告)日：2022-10-04
申请号：CN202210708741.X
申请日：2022-06-22
Abstract: 本发明公开了一种基于双工质多级循环的高超声速飞行器热防护装置和方法，所述装置包括S‑CO2闭式布雷顿循环装置、制冷循环装置以及热防护冷却通道系统；所述S‑CO2闭式布雷顿循环装置包括涡轮、冷凝器、压缩机、交流发电机；所述制冷循环装置包括压缩机、冷凝器、节流装置；所述热防护冷却通道系统包括冷却通道、高温部件。本发明针对高超声速飞行器包括进气道、燃烧室和尾喷管等高温部件温度不均的现象，实现了分段式热防护，利用多级换热针对飞行器不同高温部件分段换热；本发明将S‑CO2闭式布雷顿循环与制冷循环相结合，通过利用S‑CO2闭式布雷顿循环系统发出的电实现发电制冷，实现飞行器局部温度的热防护；本发明装置整体结构紧凑，有效降低了负重成本。
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公开(公告)号：CN103867338B
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201410073479.1
申请日：2014-03-03
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: F02K7/02
Abstract: 本发明提出一种两相高频预爆器，包括气动阀和爆震管，所述的爆震管内部沿气流和燃油流动方向依次安装油气分配及掺混装置、扩焰装置、强化燃烧装置A、强化燃烧装置B和激波反射装置，油气分配及掺混装置的前端面与爆震管前端面距离L1=(1.0～1.2D)，在油气分配及掺混装置和扩焰装置之间的爆震管璧面上加工点火凹槽，油气分配及掺混装置的后端面与点火凹槽前端面距离L2=(0.5～0.7D)，点火凹槽的后端面与扩焰装置前端距离L3=(1.0～1.2D)。本发明通过合理设计了爆震室内部结构，优化各个主要部件及安装位置，采用强化燃烧和激波反射相结合的方式，在短距离内实现了缓燃向爆震的转捩。
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公开(公告)号：CN118935726A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411247543.3
申请日：2024-09-06
IPC: F24H3/00 , F24H9/1881
Abstract: 本申请公开了一种分区燃烧的空气加热器及其工作方法，本空气加热器包括集气腔、喷注器、燃烧室和加热器喷嘴。其中，集气腔用于混合外部进入的空气和氧气，使得两种气体混合为燃烧所需的氧化剂。喷注器用于将氧化剂以及外部引入的酒精喷注至燃烧室。燃烧后的高温高压气体从加热器喷嘴喷出。本申请通过分隔筒将燃烧室进行分隔，内喷注孔喷出的氧化剂先与酒精进行第一次燃烧，同时外喷注孔喷出的氧化剂流经燃烧室的内壁以带走热量，防止燃烧室内壁被高温烧蚀；外喷注孔喷出的氧化剂流动到通道的末端后越过分隔筒进入至内侧，并与未燃烧完全的酒精进行第二次燃烧，从而通过分区燃烧的方式尽可能地使酒精燃烧完全，降低残余酒精对空气含量产生的影响。
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公开(公告)号：CN116104665A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202111317293.2
申请日：2021-11-09
Abstract: 本发明提出一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法，内柱上设置可调凸台结构，可调凸台结构由不少于两个可调分级结构构成，沿来流方向，各可调分级结构的长度依次增加；所述的各可调分级结构的倾角在旋转爆震燃烧模态下一致，马赫数升高至第二马赫数，调整各可调分级结构的倾角，使沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少，可调凸台结构诱导起爆斜爆震，发动机从旋转爆震燃烧模态向斜爆震燃烧模态转换，在斜爆震燃烧模态下，各可调分级结构的倾角沿来流方向依次减少。本发明利用爆震燃烧的独特优势，结合旋转爆震与斜爆震两种模态，能够大幅拓宽发动机的速域、空域，缩短发动机尺寸，大幅提高发动机有效载荷，实现了覆盖(Ma2.5～15+)超宽域飞行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114165337B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202111419398.9
申请日：2021-11-26
IPC: F02C7/057
Abstract: 本发明公开了一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构及设计方法，所述结构包括几何形状固定的基准进气道、电磁作动器阵列、总压传感器、静压传感器和PCA数据处理系统；所述基准进气道包括楔形的进气道外压缩段壁面和平行于进气方向的喉道等直段；所述电磁作动器阵列在进气道外压缩段壁面附近局部区域电离空气、并额外施加电磁场，利用电磁力作用于流场，从而对流场产生扰动，诱导产生一系列等熵压缩波，等熵压缩波参与压缩空气、调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态；本发明设计的进气道结构能够在没有任何活动部件的前提下，实现进气道在宽域范围内性能最优。
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公开(公告)号：CN114279709A
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202111625906.9
申请日：2021-12-28
Abstract: 本申请属于航天航空技术领域，尤其是涉及一种用于超声速试验台的超临界煤油加热装置及加热方法。一种用于超声速试验台的超临界煤油加热装置，包括存储单元、加热单元、检测单元以及供给单元；存储单元、加热单元以及供给单元顺次导通，检测单元与供给单元并联排布，且检测单元的输入端与加热单元的输出端连通；检测单元用于检测被加热的煤油的性能参数，当性能参数合格时，供给单元将被加热的煤油供给至发动机模块。本申请巧妙地将存储单元，加热单元、检测单元以及供给单元结合到一起，并通过各个单元之间的互相配合作用，通过对煤油流量、温度以及压力监测和反馈调节，能够将煤油快速精确地加热到预定工况，并输运至发动机模块。
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公开(公告)号：CN113326564A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110570607.3
申请日：2021-05-25
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/02 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开一种获取梯度复合隔热结构瞬态温度场的方法，属于高超声速飞行器发动机热防护技术领域。包括以下步骤：提供若干层梯度复合隔热结构所用材料层，将各层材料层按照由高温向低温的顺序依次布置；对梯度复合隔热结构建立一维瞬态温度场计算模型；给出描述梯度复合隔热结构传热过程的控制方程，该控制方程通过若干偏微分方程描述；采用隐式差分计算格式对偏微分方程离散，得到离散线性方程组；对离散线性方程组进行求解；本发明可以用来对高超声速飞行器高热流密度燃烧室壁面梯度复合隔热结构的瞬态温度场进行快速预测，可分析不同材料组合方案和不同材料热物性参数对壁面隔热的影响，为发动机热防护设计提供有效技术支持。
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公开(公告)号：CN111829694A
公开(公告)日：2020-10-27
申请号：CN201910326210.2
申请日：2019-04-23
Applicant: 北京振兴计量测试研究所 , 北京动力机械研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于热流传感器的热流敏感元件及具有其的热流传感器，该热流敏感元件包括：圆形导热基体；热电堆，热电堆包括多个热电偶丝对，多个热电偶丝对依次相连接且沿圆形导热基体的周缘设置在圆形导热基体的热流敏感侧表面，各个热电偶丝对的热端均靠近圆形导热基体的中心设置，各个热电偶丝对的冷端均靠近圆形导热基体的边缘设置，多个热电偶丝对的热端围成圆形结构，多个热电偶丝对的冷端围成圆形结构；其中，热流敏感元件根据热电堆的热端与冷端的温度差值来获取热流敏感元件吸收的热流密度。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中常规热流测试方法无法满足高速飞行器燃烧室壁面热流参数的测量的技术问题。
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公开(公告)号：CN119249601A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411278173.X
申请日：2024-09-12
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明为一种低出口畸变的高马赫数内转进气道设计方法。包括如下步骤：设计内转进气道基准流场：给定基准体压缩壁面的压升分布规律，指定基准体入口半径、中心体半径以及前缘压缩角，给定来流马赫数和飞行高度，通过特征线法求解出无粘基准流场的流场结构；生成进气道型面：提取无粘基准流场的流线数据，给定捕获型线，对型线进行离散，运用流线追踪方法，得到进气道型面所需的数据点，对数据点进行拟合，得到初始生成的进气道型面；对生成的进气道型面修型。本发明得到的内转进气道构型可由壁面压升规律函数和来流参数进行控制，其出口畸变较小，在出口流场均匀度方面优于常规方法设计的内转进气道。
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