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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：CN117128109A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311241966.X
申请日：2023-09-25
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于调节变结构RBCC燃烧室动态特性的方法，包括：通过仿真计算以及试验验证获得燃烧室保持稳定工作时的压力初始值；计算燃烧室内设置的多个第一压力传感器检测值的平均值，并计算该平均值与压力初始值的绝对误差值；当绝对误差值≥设定值、且该平均值＞压力初始值时，增大喉道面积，当绝对误差值≥设定值、且该平均值≤压力初始值时，减小喉道面积；本发明通过改变喉道面积可以调节几何壅塞的程度，控制进出口流量，从而实现对发动机工作状态的调节。
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公开(公告)号：CN116122989A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310284660.6
申请日：2023-03-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种两级火箭布局的RBCC燃烧室，包括：燃烧室壳体，至少一个支板火箭，通过引射孔安装在燃烧室壳体上，一个支板火箭包括：支板燃烧室，位于燃烧室壳体的外部，其内用于产生高温高压燃气，燃气管，喷射管，燃料管，倾斜设置，其上端与外界燃料供应系统相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体内，并向燃烧室壳体内喷射燃料，至少一个斜切火箭，通过挤压孔安装在燃烧室壳体上，用于在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行挤压加速，并提供发动机引射模态正常工作的大部分推力；本发明可以通过调节支板火箭的流量和氧燃比来改变RBCC发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而提供发动机所需推力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110319456B
公开(公告)日：2020-08-18
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：CN110307987B
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN201910531818.9
申请日：2019-06-19
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，包括：燃烧室隔离段，为两端敞口的中空壳体。燃烧室扩张段，为两端敞口的中空壳体，由顶板组件、侧板和底板围成；其前端与燃烧室隔离段的出口端相连通。上述顶板组件包括：一顶板，位于燃烧室扩张段的前部；一固定板，前端与顶板固定连接，由前到后向上倾斜设置。一平动顶板，其前端与固定板前段的下表面滑动连接，可沿固定板的前段前后滑动，以改变燃烧室的扩张比。一转动顶板，前端与平动顶板的尾端铰接连接，铰接处为转动轴，其后端可朝向远离或靠近固定板的方向转动，以改变燃烧室的几何喉道面积。该实验装置实现不同来流马赫数条件下燃烧室构型的调节，解决了燃烧室结构调节过程中的动密封问题。
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公开(公告)号：CN110307563A
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201910446136.8
申请日：2019-05-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F23R3/34
Abstract: 本发明公开了一种宽域冲压燃烧室及燃烧组织方法，包括喉道段，为包括进气端和出气端的中空壳体；隔离段，为包含进气端和出气端的中空壳体；燃烧室扩张段，为包含进气端和出气端的中空壳体；火箭支板，沿轴向贯穿设置于设备喉道段和隔离段内；火箭支板喷注孔，开设在位于隔离段内的火箭支板的左右两侧；支板火箭，设置在火箭支板内的后端；燃料支板，沿轴向设置于燃烧室扩张段内的前部；燃料支板内用于与燃料供应系统相联通；燃料支板喷注孔，开设在等直状的板体的左右两侧，用于朝向燃烧室扩张段内喷射二次燃料。该宽域冲压燃烧室能够满足冲压发动机在Ma2-6宽域范围内工作，实现了大推力火箭冲压燃烧模式向高比冲冲压燃烧模式的转换。
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公开(公告)号：CN109139297A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201810753062.8
申请日：2018-07-10
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开一种固体火箭超燃冲压发动机，一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前后相连接的隔离段和燃烧室，所述燃烧室内的左右侧壁上在竖直方向上并列间隔设置有多个扰流装置，将燃烧室内在平行于气体走向的方向分成多个气体流道，与设置扰流装置位置相对应的所述燃烧室内的上下壁面均向外侧突出，以形成相对于燃烧室的向外凸的凹腔。增强了固体火箭超燃冲压发动机中空气与燃气的掺混度，使得空气和燃气充分接触，进而增加一次燃气在燃烧室中的停留时间，提高一次燃气的燃烧效率，从而提高发动机的整体性能。
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公开(公告)号：CN106968835B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201710244028.3
申请日：2017-04-14
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了宽范围工作的火箭冲压组合全流道，包括由前到后依次相连接的进气道内压缩段、燃烧室和尾喷管，燃烧室由前到后包括超燃燃烧室段和亚燃燃烧室段，超燃燃烧室段内在其纵向分割为三个独立的流道，流道均与亚燃燃烧室段相联通；流道的前端为进气端，对应形成三个独立的进气口；三个独立的流道由间隔设置于超燃燃烧室段内的两个中心支板与超燃燃烧室段的两侧壁围成；中心支板的后端开设有多个与腔体相连通的引射火箭喷管安装孔；中心支板的内部为中空的腔体，腔体用于与燃料储箱相联通，中心支板的两侧面上由前到后间隔开设有多个与腔体相连通的燃料喷口。该宽范围工作的火箭冲压组合全流道多模态可共用流道，流道扩展性高、变结构形式简单。
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