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公开(公告)号：CN118673829A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202310473865.9
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请属于数值模拟技术领域，涉及一种两相燃烧数值模拟方法、装置、计算机设备和介质。方法包括：初始化气相燃烧流场，求解气相控制方程；获取液相燃烧流场的初始信息，冻结气相燃烧流场，将气态燃料更换为液体燃料，得到液滴在气相燃烧流场的初始信息；计算每个网格控制体中的液相对气相的作用源项，并根据气相控制方程，计算气相燃烧流场直至收敛，得到气相燃烧流场的当前信息；冻结气相燃烧流场，得到液相燃烧流场的当前信息；判断气相燃烧流场的当前信息，当残差收敛至预设的误差范围时，输出气相燃烧流场的当前信息和液相燃烧流场的当前信息作为气液两相燃烧流场。采用本方法能够加速收敛。
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公开(公告)号：CN113984394A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111266992.9
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: G01M15/04
Abstract: 本申请涉及超声速气流中液体横向射流的液滴碰壁模拟方法，方法包括利用Chorda算法确定超声速气流中液体横向射流的液滴实时位置，根据液滴实时位置确定与壁面存在相互作用的液滴；液滴在欧拉网格内任意位置分布；采用三线性插值法将欧拉网格点上的气相信息插值到拉格朗日体系下的液滴上，得到液滴的位置处的气相流场信息；根据液滴碰壁前的参数和气相流场信息，确定液滴碰壁后的行为；行为包括沉积或飞溅；根据液滴碰壁后的行为，确定液滴碰壁后产生的子液滴的特性参数；特性参数包括液滴飞溅的质量比例、子液滴的尺寸分布、子液滴的数目和子液滴的速度。达到了模拟结果与实际过程差距较小的效果。
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公开(公告)号：CN113357047A
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN202110626407.5
申请日：2021-06-04
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: F02K7/20
Abstract: 本发明公开了一种适用于宽马赫数范围的冲压发动机喷嘴，包括供油管与第一壳体，所述第一壳体内部设有互不相通的第一容腔与第二容腔；所述第一壳体上设有与第一容腔相通的第一燃油进口与第一喷注口，以及与第二容腔相通的第二燃油进口与第二喷注口，所述第一喷注口的口径大于所述第二喷注口的口径；所述供油管通过连通机构连接在第一壳体上。通过控制连通机构在第一形态、第二形态与第三形态之间切换，实现了同一个供油，在不同喷注深度及喷注油量之间的相互切换，降低了冲压发动机燃油管路设置的复杂程度，同时优化了燃油喷注方案，使发动机能够获得更好的燃油供应，可以获得更优的燃烧效果，提高了燃油的利用率，降低了油耗。
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公开(公告)号：CN112682219A
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN202011573680.8
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管。将常规火箭冲压发动机中的内埋式火箭前置至中心体外侧，在环形混合通道内进行火箭与空气的混合，由于火箭射流与空气的接触面积增大，因此两股气流混合距离可以有效缩短，同时在喷管处经中心体收敛段将环形气流转变为中心管流，可以缩小发动机喷管出口面积，因此降低发动机结构尺度，采用该方案可以有效提高火箭冲压发动机整体的推力性能。
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公开(公告)号：CN112682218A
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN202011573592.8
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种基于环形增压中心体混合段合流火箭冲压宽速域发动机，该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管。将常规火箭冲压发动机中的内埋式火箭前置至中心体外侧，在环形混合通道内进行火箭与空气的混合增压，随后合流为中心管流。由于火箭射流与空气的接触面积增大，因此两股气流混合距离可以有效缩短。采用该方案可以有效提高火箭冲压发动机整体的推力性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112627983A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011566445.8
申请日：2020-12-25
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明公开一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机，该内流道包括依次相连的来流段、混合段、扩张段、补燃室和尾喷管；所述来流段上设有一级进气口，所述扩张段上设有二级进气口，所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性。其在保持混合段直径尽可能小以保证RBCC发动机在亚燃、超燃模态下设备性能的同时，增设了二级进气口，提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。而且相较于现有技术中的多级火箭布局，本发明中多级进气口的布局在结构上更为简单，技术实现难度小，具有更广的应用前景。
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公开(公告)号：CN113984394B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202111266992.9
申请日：2021-10-28
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: G01M15/04
Abstract: 本申请涉及超声速气流中液体横向射流的液滴碰壁模拟方法，方法包括利用Chorda算法确定超声速气流中液体横向射流的液滴实时位置，根据液滴实时位置确定与壁面存在相互作用的液滴；液滴在欧拉网格内任意位置分布；采用三线性插值法将欧拉网格点上的气相信息插值到拉格朗日体系下的液滴上，得到液滴的位置处的气相流场信息；根据液滴碰壁前的参数和气相流场信息，确定液滴碰壁后的行为；行为包括沉积或飞溅；根据液滴碰壁后的行为，确定液滴碰壁后产生的子液滴的特性参数；特性参数包括液滴飞溅的质量比例、子液滴的尺寸分布、子液滴的数目和子液滴的速度。达到了模拟结果与实际过程差距较小的效果。
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公开(公告)号：CN118309573A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410500888.9
申请日：2024-04-24
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明公开了一种RBCC发动机及其燃烧组织方法，该RBCC发动机包括燃烧室以及设在所述燃烧室内的火箭，且所述燃烧室的内壁上沿流向间隔设有第一凹腔与第二凹腔；所述第一凹腔位于所述火箭喷口的上游，所述第二凹腔位于所述火箭喷口的下游；所述燃烧室的内壁上对应所述火箭、所述第一凹腔、所述第二凹腔上游的位置分别设有第一燃料喷注器、第二燃料喷注器与第三燃料喷注器。本发明应用于RBCC发动机技术领域，基于火箭‑串联双凹腔的RBCC发动机燃烧组织方案，充分利用火箭和凹腔的火焰稳定能力，不仅结构简洁，而且无可调装置或侵入式结构，燃烧模式灵活多样。
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公开(公告)号：CN112682218B
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202011573592.8
申请日：2020-12-24
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种基于环形增压中心体混合段合流火箭冲压宽速域发动机，该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管。将常规火箭冲压发动机中的内埋式火箭前置至中心体外侧，在环形混合通道内进行火箭与空气的混合增压，随后合流为中心管流。由于火箭射流与空气的接触面积增大，因此两股气流混合距离可以有效缩短。采用该方案可以有效提高火箭冲压发动机整体的推力性能。
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公开(公告)号：CN113236442B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN202110627112.X
申请日：2021-06-04
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
IPC: F02K7/18
Abstract: 本发明公开了一种宽速域火箭冲压发动机及火箭，包括引射火箭、内涵通道、外涵通道、混合通道与合流通道；所述内涵通道位于所述引射火箭输出端的后方，所述外涵通道的一端套设在所述内涵通道上，另一端与所述合流通道的输入端相通；所述混合通道的一端与所述内涵通道的输出端相通，另一端与所述合流通道的输入端相通，且所述外涵通道环绕在所述混合通道周围；所述外涵通道上设有激波组件，以使得外涵气流仅能在速度较低时进入混合通道和/或合流通道。采用内外涵设计的火箭冲压发动机内流道，可以使发动机在高速和低速状态时，根据空气来流的状态，选择实际的流道面积，从而保证了其在更宽的速域内性能较好。
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