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公开(公告)号：CN113236424A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110690779.4
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道，用于解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处。该双下侧后置超声速进气道包括进气道压缩锥、附面层隔离装置、过渡段，以及与环形燃烧室连接的环形转接段。本发明通过将进气道后置，节省飞行器前体大量的有效空间，并且进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN113323756B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202110692172.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种宽范围工作的冲压发动机或组合循环发动机，具体涉及双流道分级可调宽范围进气道、发动机及进气调节方法，用于解决现有宽范围工作点冲压发动机和组合循环发动机难以同时兼顾高马赫下性能和低马赫数下起动能力的技术问题。该双流路分级可调宽范围进气道，包括沿气流方向依次位于进气道内侧面的进气道顶压缩面、进气道压缩面和进气道喉部曲面，以及设置在进气道外侧面的唇罩。同时，本发明还提供一种双流道分级可调宽范围进气道发动机，为冲压发动机或组合循环发动机，采用上述双流道分级可调宽范围进气道。同时，本发明又提供一种双流道分级可调宽范围进气调节方法，基于上述双流道分级可调宽范围进气道。
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公开(公告)号：CN113700561A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111123026.1
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113323756A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110692172.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种宽范围工作的冲压发动机或组合循环发动机，具体涉及双流道分级可调宽范围进气道、发动机及进气调节方法，用于解决现有宽范围工作点冲压发动机和组合循环发动机难以同时兼顾高马赫下性能和低马赫数下起动能力的技术问题。该双流路分级可调宽范围进气道，包括沿气流方向依次位于进气道内侧面的进气道顶压缩面、进气道压缩面和进气道喉部曲面，以及设置在进气道外侧面的唇罩。同时，本发明还提供一种双流道分级可调宽范围进气道发动机，为冲压发动机或组合循环发动机，采用上述双流道分级可调宽范围进气道。同时，本发明又提供一种双流道分级可调宽范围进气调节方法，基于上述双流道分级可调宽范围进气道。
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公开(公告)号：CN116952603A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310853673.0
申请日：2023-07-12
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本申请公开一种发动机试验异构型喷管确定方法、装置及电子设备，涉及液体火箭发动机技术领域。方法包括：采用流线追踪的方式确定设备喷管内型面；基于所述设备喷管内型面，向外扩展预设尺寸确定设备喷管内壁面结构；在所述喷管气动型面的第一预设位置设置加强筋结构、以及在所述喷管气动型面的第二预设位置设置集液腔；根据试验台入口尺寸和燃烧室入口结构尺寸，在所述设备喷管气动型面入口和所述设备喷管气动型面出口分别设置法兰，得到所述发动机试验异构型喷管，通过流线追踪的方式得到的设备喷管内型面，保证出口流畅与异型燃烧室的匹配性能良好，可以有效模拟高马赫数来流条件，可以解决异型超燃冲压发动机燃烧室来流模拟困难的问题。
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公开(公告)号：CN113700560B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202111121403.8
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题。该半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。
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公开(公告)号：CN113700561B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111123026.1
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
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