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公开(公告)号：CN117968093A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410134266.9
申请日：2024-01-31
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种双模态超燃冲压发动机角度可调支板稳焰器，包括稳焰支板，稳焰支板包括：两个稳焰支板本体，均为竖直设置的板体，两者左右间隔设置；各稳焰支板本体由前到后包括轴向上相连接的钝体和长方体；在各稳焰支板本体内，且位于钝体和长方体的连接处上下贯穿一转轴，转轴的上下两端穿出稳焰支板本体的上下壁面，其位于稳焰支板本体内和上端的部分为中空腔体结构，中空腔体为煤油积液腔；在各稳焰支板本体的左右侧壁上，且位于钝体和长方体的连接处开设有多个煤油喷孔，各煤油喷孔均与煤油积液腔相连通；使用该双模态超燃冲压发动机角度可调支板稳焰器，实现了冲压发动机燃烧室的高效低阻燃烧。
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公开(公告)号：CN108915894B
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN201810719063.0
申请日：2018-07-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种宽范围工作的RBCC变几何全流道，包括由前到后依次相连通的隔离段、第一燃烧室、第二燃烧室和喷管段，所述第一燃烧室内沿其长度方向水平设置有一个第一支板，将第一燃烧室分成上下两个独立的通道，分别为上通道和下通道，所述第一支板内的后端沿其纵向间隔设置有多个第一引射火箭；所述第一支板内为中空的腔体，与燃料相连通；多个第一引射火箭均与燃料相连通。该一种宽范围工作的RBCC变几何全流道有更宽的工作马赫数范围，能够实现高效燃烧。
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公开(公告)号：CN108825405B
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201810716579.X
申请日：2018-07-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，包括壳体，壳体内轴向套设有一中心锥体，所述中心锥体的前端的一段穿出壳体，穿出壳体的部分与壳体的入口之间形成进气段的外压缩段；壳体和中心锥体间形成环形通道，该环形通道由前到后依次形成进气段的内压缩段、隔离段和燃烧室段，所述壳体的后端与尾喷管滑动连接，且尾喷管与环形通道相连通；壳体和中心锥体间滑动连接，在不同的火箭模态下，壳体可相对于中心锥体前后滑动。一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，有效减小结构质量和气动阻力，在不同模态下，选择对应的引射火箭，提升了火箭的性能。
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公开(公告)号：CN110319456A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910427324.6
申请日：2019-05-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种采用多级燃烧增强装置的固体火箭超燃冲压发动机，包括：隔离段，为一包含进气端和出气端的空腔体；燃烧室，为一包含进气端和出气端的空腔体，且其进气端与隔离段的出气端一体连接；多个扰流装置，各扰流装置为凹腔和一组楔块单元的组合；凹腔，沿轴向间隔开设在燃烧室的上壁及下壁上，且上壁上的凹腔与下壁面的凹腔交错排布；一组楔块单元，设置于同一壁面上的相邻的两个凹腔间，且与对侧壁上的凹腔的位置相对应。该固体火箭超燃冲压发动机增强固体火箭产生的富燃燃气与超声速空气流的掺混度，进而增加可燃区域范围，提高火箭富燃燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。
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公开(公告)号：CN108825405A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810716579.X
申请日：2018-07-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，包括壳体，壳体内轴向套设有一中心锥体，所述中心锥体的前端的一段穿出壳体，穿出壳体的部分与壳体的入口之间形成进气段的外压缩段；壳体和中心锥体间形成环形通道，该环形通道由前到后依次形成进气段的内压缩段、隔离段和燃烧室段，所述壳体的后端与尾喷管滑动连接，且尾喷管与环形通道相连通；壳体和中心锥体间滑动连接，在不同的火箭模态下，壳体可相对于中心锥体前后滑动。一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，有效减小结构质量和气动阻力，在不同模态下，选择对应的引射火箭，提升了火箭的性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108825381A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810666254.5
申请日：2018-06-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C7/042
CPC classification number: F02C7/042
Abstract: 本发明公开了一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，由前到后包括依次相连接的进气道前体段、进气道内收缩段和进气道隔离段；该进气道隔离段内设置有相连接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于机体上，后段喉道板和唇罩板均可沿进气道侧壁前后滑动。在改善进气道起动性的前提下，有效地改善引射、亚燃模态下的工作性能，同时不会引起进气道在超燃模态下性能损失。
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公开(公告)号：CN108825381B
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201810666254.5
申请日：2018-06-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C7/042
Abstract: 本发明公开了一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，由前到后包括依次相连接的进气道前体段、进气道内收缩段和进气道隔离段；该进气道隔离段内设置有相连接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于机体上，后段喉道板和唇罩板均可沿进气道侧壁前后滑动。在改善进气道起动性的前提下，有效地改善引射、亚燃模态下的工作性能，同时不会引起进气道在超燃模态下性能损失。
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公开(公告)号：CN106907272B
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201710179156.4
申请日：2017-03-23
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了变结构火箭基组合动力循环发动机，包括变结构燃烧室，燃烧室为由上顶板、侧板和固定底板围成的腔体，上顶板由前到后包括滑动连接的燃烧室固定顶板和燃烧室可调顶板，它们的宽度相一致，燃烧室固定顶板由前到后向上倾斜设置，燃烧室可调顶板沿燃烧室固定顶板的走向往复滑动；燃烧室固定顶板端为来流进口端该变结构火箭基组合动力循环发动机提高燃烧性能、满足进排气系统匹配和提高尾喷管性能。
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公开(公告)号：CN103727562A
公开(公告)日：2014-04-16
申请号：CN201310731214.1
申请日：2013-12-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明公开了一种用于提高RBCC双模态燃烧室掺混燃烧的燃料支板,采用单侧楔形突台的流向涡燃料支板结构，两燃料支板主体位于一次火箭两侧对称分布；燃料支板前体为楔形，后体为等直段，前体外侧有三个等间距楔形突台与支板固连。燃料喷注块上部有两个螺孔连接燃料喷注软管，内部有燃料通道孔与螺孔相通，下部与燃料支板上的通道连接；燃料喷注块固定在发动机上，且可在不同的试验工况中切换喷注位置。燃料支板结构强化了支板侧边上的流体的导向涡，使燃料掺混更有效，合理的破坏了支板后侧规则的剪切层，使燃料支板后侧的剪切层具有更强的湍流度，使燃烧边界层的区域变宽，与来流空气进行更好的掺混，形成更大的燃烧区域。
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公开(公告)号：CN119308734A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411484380.0
申请日：2024-10-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种具有仿生叶子形再生冷却通道的涡轮叶片，仿生叶子形再生冷却通道包括出口冷却通道、主叶脉冷却通道、至少四条次叶脉冷却通道、至少两条过渡冷却通道和多条支叶脉冷却通道，冷却液进口用于导入冷却流体，并依次经主叶脉冷却通道、次叶脉冷却通道、支叶脉冷却通道和过渡冷却通道将冷却流体均匀输送至出口冷却通道，最终经两个冷却液出口导出并完成对涡轮叶片的冷却。其解决了现有采用单根回转式冷却通道的涡轮叶片进行冷却时，叶身冷却不均匀且整体冷却效果不佳的问题。
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