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公开(公告)号：CN111209632B
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202010020090.6
申请日：2020-01-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗量确定内置油箱初始容积；基于主油箱结构模型和内置油箱初始容积，建立有内置油箱的主油箱传热模型；基于有内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线的最高温度、燃油目标温度和内置油箱初始容积，确定内置油箱最终容积。本发明能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。
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公开(公告)号：CN110793062A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201911041111.6
申请日：2019-10-30
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机，流道构型设计包括：支板喷注器、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道和燃烧室流道，其中，所述支板喷注器设置在所述燃烧室流道内，所述支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合，且沿所述支板喷注器轴线方向，所述支板喷注器横截面呈环形形状。本发明方案能够解决现有超燃冲压发动机流道方案无法兼顾低热防护难度和高空气利用率的技术问题。
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公开(公告)号：CN117048839B
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202310902826.6
申请日：2023-07-21
Abstract: 本发明属于高超声速进气道设计领域，具体涉及一种给定前体外形的高超声速一体化进气道设计方法。包括如下步骤：根据给定的飞行器前体形状，通过数值拟合前体前缘激波作为激波型线，选用合适的轴对称基准流场后，依据密切原理进行进气道展向设计，利用流线追踪技术进行流向设计，得到的进气道型面与飞行器前体进行几何拼接，即可得到满足高超声速前体要求的进气道构型。该方法使飞行器前体前缘线与进气道前缘线贴合，在设计工况下，气流经过飞行器前体产生的激波可将进气道完全封口，实现流量全捕获，同时，采用流线追踪技术可以自由设计进气道捕获型面，从而满足不同外形前体的一体化需求。
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公开(公告)号：CN108298097B
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN201710277800.1
申请日：2017-04-25
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提供一种小尺度强化换热结构，可作为高超声速飞行器尖端前缘或进气道溢流口部位使用，包括蒙皮、高导热结构、强化换热微结构以及进出口结构，通过高导热结构将局部热斑区域热流进行三维均匀扩散，同时通过强化换热微结构控制冷却介质的流动、换热和裂解过程，在溢流口区域或尖端前缘区域完成充分热交换。本发明提供的强化换热结构，其结构简单，工作可靠，成本低廉，能够完成传统主动冷却技术无法完成的任务，并拓宽传统主动冷却技术的工作边界。
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公开(公告)号：CN111259488A
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN202010020340.6
申请日：2020-01-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送至所述内置油箱，再经由所述第二油管输送至所述油泵，最后燃油通过所述油泵给发动机供燃油。应用本发明的技术方案，在主油箱内部设置内置油箱，能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。本发明可以应用于高速飞机、空天飞机等高速飞行器。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111209632A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN202010020090.6
申请日：2020-01-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗量确定内置油箱初始容积；基于主油箱结构模型和内置油箱初始容积，建立有内置油箱的主油箱传热模型；基于有内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线的最高温度、燃油目标温度和内置油箱初始容积，确定内置油箱最终容积。本发明能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。
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公开(公告)号：CN117048839A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310902826.6
申请日：2023-07-21
Abstract: 本发明属于高超声速进气道设计领域，具体涉及一种给定前体外形的高超声速一体化进气道设计方法。包括如下步骤：根据给定的飞行器前体形状，通过数值拟合前体前缘激波作为激波型线，选用合适的轴对称基准流场后，依据密切原理进行进气道展向设计，利用流线追踪技术进行流向设计，得到的进气道型面与飞行器前体进行几何拼接，即可得到满足高超声速前体要求的进气道构型。该方法使飞行器前体前缘线与进气道前缘线贴合，在设计工况下，气流经过飞行器前体产生的激波可将进气道完全封口，实现流量全捕获，同时，采用流线追踪技术可以自由设计进气道捕获型面，从而满足不同外形前体的一体化需求。
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公开(公告)号：CN111259488B
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202010020340.6
申请日：2020-01-09
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送至所述内置油箱，再经由所述第二油管输送至所述油泵，最后燃油通过所述油泵给发动机供燃油。应用本发明的技术方案，在主油箱内部设置内置油箱，能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。本发明可以应用于高速飞机、空天飞机等高速飞行器。
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公开(公告)号：CN108298097A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710277800.1
申请日：2017-04-25
Applicant: 北京空天技术研究所
CPC classification number: B64D33/02 , B64C1/38 , B64D2033/024 , B64D2033/026
Abstract: 本发明提供一种小尺度强化换热结构，可作为高超声速飞行器尖端前缘或进气道溢流口部位使用，包括蒙皮、高导热结构、强化换热微结构以及进出口结构，通过高导热结构将局部热斑区域热流进行三维均匀扩散，同时通过强化换热微结构控制冷却介质的流动、换热和裂解过程，在溢流口区域或尖端前缘区域完成充分热交换。本发明提供的强化换热结构，其结构简单，工作可靠，成本低廉，能够完成传统主动冷却技术无法完成的任务，并拓宽传统主动冷却技术的工作边界。
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公开(公告)号：CN119749888A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411936811.2
申请日：2024-12-26
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: B64G1/50
Abstract: 本发明提供了一种应用于高速长航时飞行器的分布式冷却系统及冷却方法，该分布式冷却系统包括冷却介质储存子系统、输送子系统、喷注子系统、控压子系统和排气子系统，冷却介质输送子系统包括主管路、毛细管网和安装板，主管路分别与冷却介质储存子系统和毛细管网连接，毛细管网通过安装板分布于空气层内，分布式冷却介质喷注子系统与毛细管网连接，分布式冷却介质喷注子系统用于使冷却介质经主管路输送到毛细管网并喷注到空气层内，冷却介质通过闪蒸吸热对待冷却区域进行冷却降温。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中高速长航时飞行器热负荷问题严峻，而现有热沉有限导致可用热沉与全机热负荷难以匹配以及热防护结构重量大的技术问题。
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