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公开(公告)号：CN112562793A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011439758.7
申请日：2020-12-10
IPC: G16C20/10 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种针对燃料爆震燃烧的两步反应模型计算方法，包括根据已有基元反应模型计算燃料爆震波关键参数，选取典型关键参数构建燃料爆震燃烧两步诱导‑放热反应模型，采用实验及数值模拟验证所述两步反应模型；通过建模使两步反应模型对应燃料稳定性参数与基元反应模型一致，保证两步反应模型在爆震波稳定性描述方面与复杂基元反应模型一致，可根据实际问题，灵活选择重点关注的爆震燃烧特征参数，使两步反应模型计算得到的特征参数与基元反应模型一致，解决两步反应模型对实际燃料爆震燃烧物理过程模拟的问题，实现两步反应模型在较高爆震燃烧数值模拟效率基础上兼顾模拟精度，可推动两步反应模型在爆震燃烧领域及工程设计领域的广泛应用。
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公开(公告)号：CN112562793B
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202011439758.7
申请日：2020-12-10
IPC: G16C20/10 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种针对燃料爆震燃烧的两步反应模型计算方法，包括根据已有基元反应模型计算燃料爆震波关键参数，选取典型关键参数构建燃料爆震燃烧两步诱导‑放热反应模型，采用实验及数值模拟验证所述两步反应模型；通过建模使两步反应模型对应燃料稳定性参数与基元反应模型一致，保证两步反应模型在爆震波稳定性描述方面与复杂基元反应模型一致，可根据实际问题，灵活选择重点关注的爆震燃烧特征参数，使两步反应模型计算得到的特征参数与基元反应模型一致，解决两步反应模型对实际燃料爆震燃烧物理过程模拟的问题，实现两步反应模型在较高爆震燃烧数值模拟效率基础上兼顾模拟精度，可推动两步反应模型在爆震燃烧领域及工程设计领域的广泛应用。
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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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公开(公告)号：CN116104664A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202111317268.4
申请日：2021-11-09
Abstract: 本发明提出一种组合爆震发动机及设计方法，组合爆震发动机包括内柱和壳体，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，在旋转爆震燃烧模态下，可调分级结构倾角一致，在斜爆震燃烧模态下，沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少。本发明采用独特的设计思路，使组合爆震发动机兼顾旋转爆震和斜爆震燃烧模态。
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公开(公告)号：CN117473651A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311556952.7
申请日：2023-11-21
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于飞行器前体设计领域，具体涉及一种高马赫数鼓包前体设计方法。基于带攻角的圆锥流场，根据来流参数要求，通过计算流体动力学仿真得到带攻角工况下的圆锥体的攻角状态下的基准流场，提取该圆锥体基准流场攻角一侧的流线数据点，然后给定捕获型线，之后采用流线追踪技术得到鼓包型面的数据点，通过拟合数据点的方法，得到初始的鼓包型面，对鼓包型面进行修型，得到最终所需的鼓包型面。本发明设计得到的鼓包前体的构型可由半锥角δ、来流攻角α和马赫数Ma进行控制，其横向压力梯度较为明显，对于边界层的排移优于常规方法设计的锥导鼓包前体。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115539216A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211294569.4
申请日：2022-10-21
Abstract: 本发明公开了一种基于布雷顿循环的高超声速飞行器综合热管理系统，涉及飞行器热管理技术领域，该系统包括：设备热载荷、回热器、换热器、冷却通道和发动机；冷却通道设置在发动机的燃烧室的外壁上；设备热载荷的输出端与回热器的第一输入端连接，回热器的第一输出端与换热器的第一输入端连接；冷却通道的输出端与回热器的第二输入端连接，回热器的第二输出端与换热器的第二输入端连接，换热器的第二输出端与冷却通道的输入端连接。本发明采用燃料和二氧化碳作为冷却剂，燃料吸收设备热载荷后与高温二氧化碳换热，升温后的燃料与低温二氧化碳换热。与二氧化碳直接换热相比，燃料作为中间介质，减小了回热器冷热流体温差，避免了回热器的夹点问题。
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公开(公告)号：CN115539216B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202211294569.4
申请日：2022-10-21
Abstract: 本发明公开了一种基于布雷顿循环的高超声速飞行器综合热管理系统，涉及飞行器热管理技术领域，该系统包括：设备热载荷、回热器、换热器、冷却通道和发动机；冷却通道设置在发动机的燃烧室的外壁上；设备热载荷的输出端与回热器的第一输入端连接，回热器的第一输出端与换热器的第一输入端连接；冷却通道的输出端与回热器的第二输入端连接，回热器的第二输出端与换热器的第二输入端连接，换热器的第二输出端与冷却通道的输入端连接。本发明采用燃料和二氧化碳作为冷却剂，燃料吸收设备热载荷后与高温二氧化碳换热，升温后的燃料与低温二氧化碳换热。与二氧化碳直接换热相比，燃料作为中间介质，减小了回热器冷热流体温差，避免了回热器的夹点问题。
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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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公开(公告)号：CN116658302A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310542816.6
申请日：2023-05-15
Abstract: 本发明公开了前体带有双悬臂预喷注的定几何二元高超声速进气道，包括若干带有双悬臂预喷注结构的二元高超声速进气道单元，所述带有双悬臂预喷注结构的二元高超声速进气单元包括进气道内壁面、位于进气道内壁面上的唇罩、自所述进气道内壁面向前延伸的前体压缩面；所述进气道内壁面与所述唇罩共同围成进气道内通道；以及由所述气体内通道向后沿伸的等直段；在二元高超声速进气道单元的前体压缩面最后一级压缩面及唇罩内壁面设置悬臂结构，通过该结构喷注燃料，在保证进气道流量系数以及总压恢复系数的同时，利用高超声速进气道较长的前体以及内通道实现燃料与来流空气的提前充分混合，为进气道后方所连接的燃烧室提供利于燃烧的可燃混合气。
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公开(公告)号：CN115489717A
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202110673190.3
申请日：2021-06-17
Applicant: 北京动力机械研究所
Abstract: 本发明提出一种可变形机翼、飞行器及变形控制方法，包括组合翼和组合翼连接结构，组合翼通过组合翼连接结构安装在机身上，并实现组合翼展开和收缩。本发明通过特殊的组合翼结构，实现飞行器整体形态连续的机翼构型变形，适应超宽域飞行工况及不同的飞行任务。
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