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公开(公告)号：CN113882967B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202111304119.4
申请日：2021-11-05
Abstract: 本发明提供了一种应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统，涉及发动机技术领域。应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统包括凝胶燃料供应装置、气助雾化喷注器及冲压发动机；凝胶燃料供应装置可供应凝胶燃料；气助雾化喷注器设置于冲压发动机及与凝胶燃料供应装置连接，气助雾化喷注器可向冲压发动机的燃烧室内喷注雾化的凝胶燃料；气助雾化喷注器内设有燃料流道及气体流道，燃料流道与凝胶燃料供应装置连通，气体流道用于接入高速气流，燃料流道的出料端及气体流道的出气端均与气助雾化喷注器的喷射嘴连通。本发明提供的应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统可以使凝胶燃料喷注的压力控制在合理的范围内，并实现高效雾化。
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公开(公告)号：CN109850167B
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN201910186694.5
申请日：2019-03-13
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: B64D37/00
Abstract: 本发明提供了一种双向通油活门及其设计方法，包括壳体、堵头、套筒、弹簧、弹簧支架，套筒安装在壳体内，堵头通过弹簧支架与套筒内的弹簧连接，双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上。飞行器燃料箱供油时，燃料箱内燃油从双向通油活门一端进入、另一端流出，堵头能够沿着套筒向进口或出口方向移动。当飞行器具有较大的正向或负向加速度时，进口端或出口端的堵头运动至壳体进口或出口的密封位置，封闭该侧管路，实现液柱隔断，将燃料液柱产生的压力隔断为几部分，从而减小了燃料箱的设计压力，降低了燃料箱的重量，提高了飞行器的总体性能，扩展了液体燃料飞行器的使用范围，有广泛的应用前景。
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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：CN111379839A
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201811611652.3
申请日：2018-12-27
Applicant: 北京空天技术研究所
Abstract: 本发明提出一种凸轮及设计方法，包括双波峰波谷凸轮曲面和中部圆形凸台，其特征在于：所述的双波峰波谷凸轮曲面形状曲面光滑连续，圆柱滚轮沿凸轮面运动的轨迹曲线、轴向速度曲线和轴向加速度曲线处处连续可导。本发明的凸轮曲面采用滚轮运动轨迹曲线、轴向速度曲线、轴向加速度曲线处处连续可导的设计，在泵运转时不存在柔性冲击，大幅减小泵的振动和噪声，提高泵工作的可靠性，解决了现有二维活塞输油泵运转时存在柔性冲击、工作不平稳的问题。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109460626A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811487836.3
申请日：2018-12-06
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及冲压发动机技术领域，公开了一种冲压发动机性能参数计算方法。该方法包括：针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、流量及非均匀的进气道出口截面参数；基于流量及非均匀的进气道出口截面参数获得出口总压Pt；基于流量、出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数；通过燃烧室一维性能计算方法，基于进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；采用三维CFD数值模拟方法基于燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；基于进气道阻力Finlet、预定燃油流量mf、燃烧室推力Fcom和尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。由此，能够准确获得发动机整机性能。
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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：CN107013367B
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201710086643.6
申请日：2017-02-17
Abstract: 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN117109032A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311017525.1
申请日：2023-08-13
Applicant: 北京空天技术研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明公开一种防止冲压发动机燃烧室内固体颗粒沉积的结构及方法，属于冲压发动机技术领域；包括燃烧室壁面，及壁面上特殊设计的窄缝；窄缝宽度为L1，长度为L2，并喷射高速高压气流；窄缝距离壁面距离为L3；高速气流沿壁面法线方向，气流与窄缝上壁面的夹角为α，与下壁面的夹角为β。本发明通过在靠近发动机壁面的特定位置设计气体窄缝，喷入高压高速气体，从而在发动机的内壁面形成保护气层，可有效减少燃烧室壁面固体颗粒的沉积，并减小局部壁面热流，取得多方面的有益效果。
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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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