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公开(公告)号：CN110953072A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911133255.4
申请日：2019-11-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种高流量捕获能力变几何轴对称进气道，解决现有进气道无法同时兼具高超声速动力宽范围、高流量捕获能力发展设计要求的问题。高流量捕获能力变几何轴对称进气道包括中心锥以及唇口；中心锥和唇口均为回转体，且中心锥同轴套设在唇口内，并可沿轴向在唇口内相对滑动，以实现激波贴口，使得面积收缩比、气动压缩量与来流马赫数达到良好匹配。本发明进气道具备宽范围(Ma0～6+)工作，高流量捕获能力(如Ma1.5～6+范围，流量系数大于0.98)，可有力缓解当前高超声速动力宽范围发展的迫切需求。其可在Ma0～6+工作范围内正常工作，并在超声速段(如Ma1.5～6+)范围实现几乎流量全捕获，同时可匹配良好的压缩量，总体性能良好。
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公开(公告)号：CN113800001B
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202111164255.8
申请日：2021-09-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，用于解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处。该与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，包括如下步骤：步骤(1)：设计飞行器前体；步骤线；步骤(4)：确定进气道三维气动型面；步骤(5)：根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计。(2)：设计基准流场；步骤(3)：确定进气道进口型
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公开(公告)号：CN113800001A
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202111164255.8
申请日：2021-09-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及冲压发动机，具体涉及一种与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，用于解决目前针对前体较长、附面层较厚的高超声速飞行器，其前体与内收缩进气道的一体化设计制作，仍然未有完善解决方案的不足之处。该与前体一体化的内收缩高超声速进气道设计方法，包括如下步骤：步骤(1)：设计飞行器前体；步骤(2)：设计基准流场；步骤(3)：确定进气道进口型线；步骤(4)：确定进气道三维气动型面；步骤(5)：根据进气道型面与飞行器前体吻合关系，通过几何修型完成进气道与飞行器前体一体化设计。
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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN115434823A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211059100.2
申请日：2022-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，包括压气机流道和RBCC发动机流道，所述压气机流道与RBCC发动机流道并联设置，两个流道共用进气道，所述进气道流道之后设置火箭推力室、一级燃烧室和二级燃烧室以及尾喷管；所述压气机流道气流汇入二级燃烧室，在二级燃烧室中进行燃烧。
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公开(公告)号：CN110953072B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201911133255.4
申请日：2019-11-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种高流量捕获能力变几何轴对称进气道，解决现有进气道无法同时兼具高超声速动力宽范围、高流量捕获能力发展设计要求的问题。高流量捕获能力变几何轴对称进气道包括中心锥以及唇口；中心锥和唇口均为回转体，且中心锥同轴套设在唇口内，并可沿轴向在唇口内相对滑动，以实现激波贴口，使得面积收缩比、气动压缩量与来流马赫数达到良好匹配。本发明进气道具备宽范围(Ma0～6+)工作，高流量捕获能力(如Ma1.5～6+范围，流量系数大于0.98)，可有力缓解当前高超声速动力宽范围发展的迫切需求。其可在Ma0～6+工作范围内正常工作，并在超声速段(如Ma1.5～6+)范围实现几乎流量全捕获，同时可匹配良好的压缩量，总体性能良好。
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公开(公告)号：CN116220940A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310486946.2
申请日：2023-05-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K1/11
Abstract: 本发明公开一种宽域可调喷管，涉及航空发动机技术领域，在满足飞行器宽范围的飞行速度的情况下，提升喷管的性能，延长喷管的使用寿命。喷管包括喷管本体和调节板，喷管本体具有用于接收气流的入口端和用于将气流喷出的出口端，喷管本体型面是以膨胀规律可控的轴对称内流场为基准流场，采用双向流线追踪获得的。调节板位于喷管本体的腔体内，调节板的靠近入口端的一侧转动设置于喷管本体，调节板相对于喷管本体转动，用于调节喷管的扩张比。
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公开(公告)号：CN104727944A
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201510025619.2
申请日：2015-01-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭基组合动力发动机拓宽定几何进气道工作范围的结构及方法，通过在内压段分离包可能存在的区域的顶板压缩面上开沿流向的矩形放气槽，其长边和气流方向平行，放掉分离包以实现进气道通流，从而拓展进气道的工作范围。解决当高超声速进气道工作于接力点马赫数以下至很低的超声速状态，一般不起动。内压段顶板一侧产生较大的分离包，流场结构复杂，性能严重下降的问题，极大拓宽定几何混压式进气道的工作范围，实现进气道在接力点马赫数以下正常工作，并将进气道的最低工作马赫数降至2.0以下。
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