公开(公告)号：CN108488833A

公开(公告)日：2018-09-04

申请号：CN201810072801.7

申请日：2018-01-25

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 秦飞 ,  王明皓 ,  李文强 ,  景婷婷 ,  魏祥庚

IPC: F23R3/28 ,  F02K7/10

CPC classification number: F23R3/283 ,  F02K7/10

Abstract: 本发明公开了一种新型改进的燃料支板喷注器，包括燃料支板，燃料支板的横截面的形状为：由前到后包括一体连接的楔形和长方形，该燃料支板楔形段内的前端竖直开设有一楔形段冷却通道，且楔形段冷却通道入口开设在燃料支板的上表面上；该燃料支板内的后段、且靠近左右各侧壁面均竖直设置有一排后端冷却通道；靠近该燃料支板左右各侧壁面、且位于楔形段冷却通道和后端冷却通道之间均竖直设置有一排前端冷却通道，燃料支板的后端冷却通道所在段的侧壁上设置有多个燃料喷孔，每一个燃料喷孔均与贴近侧壁的后端冷却通道相联通。该新型改进的燃料支板喷注器在冷却通道内通过强制对流对支板进行主动冷却，实现支板在高温来流的条件下长时间正常工作。

公开(公告)号：CN106460518B

公开(公告)日：2018-04-10

申请号：CN201480070075.5

申请日：2014-11-04

Applicant: MBDA法国简易股份公司

Inventor： N·F·达科斯塔维尼亚 ,  G·帕尼亚瓜 ,  J·F·洛佩斯德索萨 ,  B·H·萨拉科格鲁

IPC: F01D1/36 ,  F02K1/78 ,  F02K7/10

CPC classification number: F01D9/02 ,  F01D1/36 ,  F01D5/021 ,  F02C7/22 ,  F02C7/264 ,  F02K1/78 ,  F02K7/10 ,  F05D2220/323 ,  F05D2240/35 ,  F05D2240/60

Abstract: 用于通过轴向流体机械、在环形管道内提取动力的方法和装置，所述环形管道至少包括可旋转的内壁(308，408，501)和/或可旋转的外壁(409，502)，涡旋流体以一定速度(420)流过所述内壁和外壁。根据本方法，所述流体在轴向流体机械的所述可旋转壁(308，408；501和502)中的至少一个壁上产生切向力(417)，并且产生所述轴(309，414，505和/或506)的动力。

公开(公告)号：CN103062128B

公开(公告)日：2017-05-10

申请号：CN201210408969.3

申请日：2012-10-24

Applicant: 哈米尔顿森德斯特兰德公司

Inventor： L.比內克 ,  B.J.梅里特

IPC: F04D29/52 ,  F04D25/02

CPC classification number: F04D29/522 ,  F02K7/10 ,  Y10T29/49245 ,  Y10T29/49247

Abstract: 本发明涉及冲压空气风扇外部壳体，所述冲压空气风扇外部壳体用于将来自冲压空气风扇转子的空气以及来自冲压空气旁通部件的空气引导到冲压空气风扇出口中。所述外部壳体包括在结合区域连接的外部筒体和稳压室。所述外部筒体和稳压室由至少四个相邻的平纹碳纤维织物层的层压堆叠序列制成。堆叠序列的每层具有这样的织物取向，所述织物取向使得第一层和第四层相对于第二层和第三层中的每个以四十五度取向。该结合区域由至少八个相邻的平纹碳纤维织物层制成。接合区域层压堆叠序列通过使得在所述结合区域中的所述四个相邻外部筒体层与在所述结合区域中的所述四个相邻稳压室层交织而形成。

公开(公告)号：CN103703229B

公开(公告)日：2016-08-31

申请号：CN201280036022.2

申请日：2012-05-25

Applicant: 索克普拉科学与工程公司

Inventor： 吉恩-塞巴斯蒂安·普朗特 ,  马蒂厄·皮卡德 ,  大卫·兰考特

IPC: F02C7/264 ,  F02C3/14 ,  F02K7/10 ,  F23R3/28

CPC classification number: F23R3/28 ,  F02C3/165 ,  F02C7/264 ,  F02K7/10 ,  F23R3/18 ,  F23R3/286 ,  F23R3/343 ,  F23R2900/00012 ,  F23R2900/03343 ,  Y02T50/672

Abstract: 本披露涉及用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和部件。任选地被分层以便于引擎启动的一个喷射系统将一种空气与燃料混合物提供到一个燃烧室。一个点火系统点燃该混合物。一个火焰稳定系统可以被定位成用于与该燃烧室连通，以迫使该空气与燃料混合物的一个被点燃的流流向该冲压喷射引擎内的旋转中心。该冲压喷射引擎可以包括一个用于得到改善的排气效率的分叉定子。点火可以在引擎进气口中发生。可替代地，点火可以使用一个双轮毂的被充电系统在该燃烧室内发生。一个冲击式涡轮机可以使用喷射燃料的再循环来冷却一个轮缘转子和/或减少该轮缘转子上的风阻。一个密封系统可以减少从一个燃料导管进入该引擎进气口中的气体泄漏。

公开(公告)号：CN105888880A

公开(公告)日：2016-08-24

申请号：CN201610375984.0

申请日：2016-05-31

Applicant: 南京航空航天大学

Inventor： 苏艳 ,  夏有财 ,  顾晨轩 ,  王辉

IPC: F02K7/10

CPC classification number: F02K7/10

Abstract: 本发明提供了一种超燃冲压发动机水冷装置及其工作方法，超燃冲压发动机水冷装置包括储水箱、超燃冲压发动机、冷却通道、雾化喷嘴、水汽尾喷管、高压水蒸气箱、第一管道和第二管道，其中，超燃冲压发动机侧外壁面上设置有两端封闭的冷却通道，冷却通道的两端分别设置有雾化喷嘴，两个雾化喷嘴通过第二管道与储水箱相连；冷却通道中部通过第一管道连接到高压水蒸气箱，高压水蒸气箱上开有水汽尾喷管。本发明能有效利用超燃冲压发动机多余热量，产生辅助推力，结构简单，且安全性高。

公开(公告)号：CN102046954A

公开(公告)日：2011-05-04

申请号：CN200980119198.2

申请日：2009-03-25

Applicant: 友好发明有限责任公司

Inventor： 鲁弗斯·G·克雷 ,  罗伯特·G·霍克黛

IPC: F02K7/10 ,  F02C7/04 ,  F02C6/18 ,  F01D5/02 ,  F01D5/12 ,  F01D5/14 ,  F01D9/02

CPC classification number: F02C3/165 ,  F01D1/32 ,  F02C7/08 ,  F02K7/005 ,  F02K7/10 ,  F05D2220/10 ,  Y02E20/14 ,  Y02T50/672

Abstract: 一种冲压式喷气发动机(3，4，5)，其以3马赫速度飞行具有64％的效率，以4马赫速度飞行具有76％的效率。冲压式喷气发动机当前仅用于超音速飞行，并且没有用作具有机械输出的固定发动机。除了亚音速飞行之外，本发明可以作为固定发动机操作，并且可以将冲压式喷气发动机的使用延伸到车辆、电厂中的机械输出，以及延伸到用于大型建筑物、家庭和工厂的发电机。本发明通过形成几乎绝热的压缩机(1，2，12，13，14，15)和膨胀器(6，7，8，9，10，11)来提供将冲压式喷气发动机用作固定发动机的装置，该压缩机和膨胀器能够使压缩(减压)比达至92∶1，以供应冲压式喷气发动机所需的高能量空气/气体，本发明示出了在无节流区域的情况下，如何用将超音速转换成亚音速流的音速转换器(49、50、51)和将亚音速转换成超音速流的音速转换器(45、46、47)来取代德拉尔喷嘴。

公开(公告)号：CN1120113C

公开(公告)日：2003-09-03

申请号：CN99816383.X

申请日：1999-12-29

Applicant: 太空通道有限公司

Inventor： H·斯科特 ,  S·G·沃斯特

IPC: B64G1/14

CPC classification number: B64G1/401 ,  B64G1/005 ,  B64G1/007 ,  B64G1/14 ,  B64G1/402 ,  F02K7/10 ,  F02K7/12 ,  Y02T50/672

Abstract: 该可再用的宇宙发射系统(1)实施例具有一第一级运载工具或航空及航天飞行器(50)，一第二级运载工具或可再用的航天飞行器(51)，和一第三级运载工具或可再用的轨道转移飞行器(52)。所有这些级都具有基本的气动飞行器构件包括：一机身，机翼及尾翼并组合有提供升力、稳定性和控制的控制表面。该航天器(50)被构造为应用发射器冲压发动机(18)用于作动力飞行并包括截获空气的装置以便起飞和极端高海拔时补充用于发射器冲压发动机(18)的氧化剂。为了在爬升运动以离开敏感大气层时使航天器(50)性能最佳化，该航天器(50)可包括辅助爬升火箭发动机(116)。

公开(公告)号：CN107420221A

公开(公告)日：2017-12-01

申请号：CN201610338067.5

申请日：2016-05-23

Applicant: 杨庆春

Inventor： 杨庆春

IPC: F02K7/10 ,  F02K7/14

CPC classification number: F02K7/10 ,  F02K7/14

Abstract: 本发明的主要目的在于提供一种发动机燃烧模态识别方法，以解决现有技术中对超燃冲压发动机的燃烧模态进行识别的操作较为复杂，难以实现的问题，该方法包括：在飞行器处于不同飞行马赫数的情况下，确定由于超燃冲压发动机燃烧模态转换引起发动机的隔离段出口出现负熵区间时隔离段出口的临界压力值，其中，临界压力值包括：发动机由超燃模态向亚燃模态转换时隔离段出口的压力值，以及发动机由亚燃模态向超燃模态转换时隔离段出口的压力值；计算燃烧模态转换的裕度δ，当计算出的δ＞0时，发动机处于超燃模态；当计算出的δ＜0时，发动机处于亚燃模态，该方案与现有技术相比，降低了操作的复杂度，同时提高了燃烧模态识别的可靠性。

公开(公告)号：CN105822454A

公开(公告)日：2016-08-03

申请号：CN201610302231.7

申请日：2016-05-09

Applicant: 胥凤山

Inventor： 胥凤山

IPC: F02G1/044 ,  F02K7/10

CPC classification number: F02G1/044 ,  F02K7/10

Abstract: 本发明公开了一种动力执行机构，包括热能供给舱、工质舱、工质、动力执行组件；所述热能供给舱根据设计需要选择热能；所述工质舱本体上设有工质入口和至少一个工质出口，工质舱内设有动力执行组件；所述工质舱内的工质接受到来自热能供给舱的热能膨胀后形成的空间区域为高压工质区，过程中工质本身或工质推动动力执行组件运动实现做功，做功后的工质从工质舱出口喷出。本发明对环境友好、机构简单、制造成本低廉、热量损失小，暖机时间短，单机容量可自由设置、功率调节控制系统简单，运转前不需要额外增加起动力，使用寿命长，维护成本低且可选热能种类多，应用领域广。

公开(公告)号：CN105209339A

公开(公告)日：2015-12-30

申请号：CN201480008573.7

申请日：2014-02-05

Applicant: 湾流航空航天公司

Inventor： M·雷巴尔科 ,  T·康纳斯 ,  T·韦曼

IPC: B64D33/02

CPC classification number: B64D29/00 ,  B64C30/00 ,  B64D27/00 ,  B64D27/02 ,  B64D33/02 ,  B64D2033/0226 ,  B64D2033/026 ,  F02K3/025 ,  F02K7/10 ,  F05D2210/33 ,  F05D2220/10 ,  Y02T50/671

Abstract: 用于超音速飞机的推进系统包括：发动机；设置于发动机上游侧的压缩表面；护罩，其包围发动机且配置成将通过压缩表面的空气流朝向所述发动机引导；以及定位在发动机上游侧的多个涡流发生器。涡流发生器具有一定的高度，使得当超音速飞机以预定速度飞行时，所述多个涡流发生器产生多个涡流，所述涡流至少部分地在邻近超音速入口表面形成的边界层之外传播。在空气流达到发动机的面之前，涡流导致空气流的高速部分朝向对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动，以及导致空气流的低速部分远离对于停滞压力的变化具有更高灵敏度的发动机部分移动。