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公开(公告)号：CN111594347A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010367776.2
申请日：2020-05-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机，包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元，气流由进气道流入经由隔离流道、燃烧室后由尾喷管向外排放；隔离流道为圆柱状，隔离流道沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同，由隔离流道用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压；尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由尾喷管提高所流出的气流流速，由此所设置的隔离流道将进气道与燃烧室进行稳定隔离布设，并使气流再经过进气道后在隔离流道内减速增压，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性。
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公开(公告)号：CN111594344A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010367625.7
申请日：2020-05-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种小尺度两级火箭组合冲压发动机，包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔和第二火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室后由尾喷管向外排放；进气道在不同飞行马赫数和工作模态下，通过型面的变化，为RBCC发动机提供所需的捕获空气；隔离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，用于容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性。
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公开(公告)号：CN118836081A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410978794.2
申请日：2024-07-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种吸气式发动机及其隔离段的激波系控制方法，其中，吸气式发动机包括隔离段、等离子体激励器、气源、电源；所述隔离段用于对上游来流空气进行减速增压，并对下游扰动进行隔离，所述等离子体激励器安装于所述隔离段上，所述气源和所述电源分别通过不同的接口与所述等离子体激励器相连；所述气源用于向所述等离子体激励器中供应目标压力的载体气体，所述目标压力高于所述隔离段内所述等离子体激励器安装位置处来流空气的压力；所述电源用于对进入所述等离子体激励器内的载体气体进行电离，产生等离子体，等离子体进入隔离段内可以有效抑制流道内的激波系振荡幅度，使得进气道隔离段的激波系可以得到控制，从而增强隔离段内气流的稳定性。
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公开(公告)号：CN113090416B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN202110457158.1
申请日：2021-04-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，其包括进气单元、实验观测单元、模拟反压装置；进气单元、实验观测单元、模拟反压装置依次连接，气流由进气单元入口进入，经过实验观测单元后流出，通过位于实验观测单元尾部的模拟反压装置流出，实验观测单元包含隔离段和燃烧室，隔离段与燃烧室连接位置设有一内置火箭，内置火箭有一气源接口，通过法兰与高压气源连接，通过调节接入高压气体的压强来模拟工作中的内置火箭，模拟反压部分由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆控制所述尾锥通过所述滑轨在尾锥架上前后移动，通过对出口处流道面积的堵塞产生高压，以此模拟真实工作条件下燃烧室内燃烧产生的压力。
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公开(公告)号：CN111594348A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010368529.4
申请日：2020-05-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将降低内置火箭的质量流率，并减小二次燃料喷注量，以使燃烧室的室内压强降低，当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭的质量流率提高，并提高二次燃料喷注量，以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值，通过改变内置火箭的工作状态，使内置火箭射流半径发生变化，从而调节进气道的实际等效内收缩比，同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小，也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用，以此来抑制进气道不起动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111594345B
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202010367766.9
申请日：2020-05-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种提升RBCC进气道起动能力的方法，该提升RBCC进气道起动能力的方法应用于火箭基组合发动机，火箭基组合发动机包括：进气道、隔离段、燃烧室和内置火箭，配置内置火箭的初始室压为第一压力值及燃烧室的出口反压为第一反压值；依序将内置火箭的工作室压由初始室压降低至第二压力值和第三压力值以降低进气道的起动马赫数，在进气道完成起动之后将内置火箭的室压由工作室压恢复至第一压力值以提升进气道的起动马赫数。在进气道起动时，通过减小内置火箭的燃料量，减小内置火箭的室压，从而减少内置火箭射流的展向膨胀半径并且降低RBCC燃烧室压强，进而降低进气道的起动马赫数，提升其自起动能力。
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公开(公告)号：CN111594348B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202010368529.4
申请日：2020-05-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将降低内置火箭的质量流率，并减小二次燃料喷注量，以使燃烧室的室内压强降低，当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭的质量流率提高，并提高二次燃料喷注量，以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值，通过改变内置火箭的工作状态，使内置火箭射流半径发生变化，从而调节进气道的实际等效内收缩比，同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小，也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用，以此来抑制进气道不起动。
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公开(公告)号：CN113090416A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110457158.1
申请日：2021-04-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，其包括进气单元、实验观测单元、模拟反压装置；进气单元、实验观测单元、模拟反压装置依次连接，气流由进气单元入口进入，经过实验观测单元后流出，通过位于实验观测单元尾部的模拟反压装置流出，实验观测单元包含隔离段和燃烧室，隔离段与燃烧室连接位置设有一内置火箭，内置火箭有一气源接口，通过法兰与高压气源连接，通过调节接入高压气体的压强来模拟工作中的内置火箭，模拟反压部分由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆控制所述尾锥通过所述滑轨在尾锥架上前后移动，通过对出口处流道面积的堵塞产生高压，以此模拟真实工作条件下燃烧室内燃烧产生的压力。
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公开(公告)号：CN114934861A
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210676238.0
申请日：2022-06-15
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；所述尾喷管沿气流流向扩张。本发明提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。
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公开(公告)号：CN113108654B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202110457078.6
申请日：2021-04-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，导弹自身携带的氧化剂液体氧化剂进入燃烧室与固体金属燃料进行一次燃烧，燃气经喷管进入补燃室与从弹体头部吸入的空气汇合，空气中的氧气与燃气中的大量富燃气体进行二次加力燃烧后从尾部大喷管加速膨胀喷出；近敌后导弹抛离弹翼，打开头部的燃气出口盖板，进入水中，同时将从燃烧室引至头部的燃气由出口向四周喷出，与打开的盖板一同辅助高速航行的导弹在弹体周围形成较为稳定的超空泡，水则由燃气出口前、位于超空泡区域外的尖端流入，引至燃烧室与金属燃料反应，此时发动机处于水冲压工作模态，直至命中目标触发战斗单元引信，对敌形成毁伤打击。
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