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公开(公告)号：CN119825574A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510246817.5
申请日：2025-03-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种可控超燃冲压发动机及其工作方法，属于超燃冲压发动机领域，包括超声速燃烧室、设置于超声速燃烧室外壁上的可控燃气发生器，可控燃气发生器的输出端经再生冷却管道与超声速燃烧室的输入端连通，再生冷却管道设置于超声速燃烧室的尾喷管的壁面上；可控燃气发生器包括主体、填充于主体内部的燃料以及用于热解燃料的电热解机构。采用上述一种可控超燃冲压发动机及其工作方法，将热解气作为流化气，携带粉末燃料喷注，有效的增强发动机比冲性能，且燃气燃料还可以作为引燃燃料，先燃烧增压升温，然后携流喷出高能粉末颗粒，解决粉末燃料在燃烧室内停留时间短，燃烧效率低的问题。
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公开(公告)号：CN118622513A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410753011.0
申请日：2024-06-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明属于飞行器进气道设计领域，具体为一种能够削弱唇口反射激波的方转圆内转式进气道设计方法，包括如下步骤：步骤1：设计弱反射激波基准流场；步骤2：在弱反射激波基准流场中，采取流线追踪方法得到进气道三维形线，并通过放样操作得到上述形线构成的进气道压缩段型面；步骤3：按设定半径对进气道压缩段型面角区执行从内压缩段入口到出口的变圆角操作；再将该出口逐渐过渡为圆形出口，获得变截面隔离段；随后在变截面隔离段后拼接一段等直段圆柱面作为等直隔离段，获得三维方转圆内转式进气道。通过本发明无需对中心体参数进行探究，能够有效降低中心体设计的工作量；且能够削弱进气道唇口反射激波，进而提升进气道总体性能。
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公开(公告)号：CN117345419A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311472695.9
申请日：2023-11-07
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明涉及一种二元高超声速进气道后台阶放气槽的设计方法，包括：获取二元进气道构型；其中，二元进气道构型包括：唇罩内壁面，与唇罩内壁面相对的压缩壁面，唇罩内壁面和压缩壁面构成的唇口和喉部；基于唇罩内壁面在唇口位置的唇口点获取压缩壁面上用于定位放气槽初始位置的第一定位点；以第一定位点为起始点，在第一定位点前后两侧分别以预设距离布置第二定位点；基于第一定位点和第二定位点分别以预设宽度和预设倾斜角度生成多个具有间隔的放气槽；沿唇口至喉部的方向，在放气槽后侧设置后台阶结构。本发明实现了进气道设计中大尺度分离区具有优秀的剥离能力。
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公开(公告)号：CN116792330A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202210628217.1
申请日：2022-06-06
Applicant: 北京啮研科技有限公司
Abstract: 本申请公开一种射流干预、不完全分级式高超音速压气机，主用于高超音速航空发动机的进气口压气机。将后端部分压缩气引入进气口与级间，利用气体射流干预进气口激波、进气口流场、级间流场，并使进气压力与级间导流强度提高、末级压力倍增、末级倍增压力反馈至进气口的立栅喷射器中、使进气压力进一步提高，构成自激。进气口一级压气叶轮使用冲压式叶片，叶片内腔冲压气体经叶面阵列小喷孔喷射形成射流集，利用气体射流干预叶面的附面层。通过三点排布的拨片，剥离叶尖附面层。通过进疏后密中过渡的叶片排布，配合螺旋风道的疏密排布，使进流阻力减少，压气机内的气体流速与系统匹配度提高，借助疏密排布实施压气分级。
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公开(公告)号：CN116119013A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211659762.3
申请日：2022-12-22
Applicant: 西北工业大学深圳研究院 , 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用。子通道包括主通道、微肋、射流孔。燃油分别由主通道的一端、射流孔进入主通道，从主通道的另一端排出。主通道横截面为矩形，主通道底部设置微肋，微肋组成阵列微肋，主通道顶部设置射流孔，射流孔均匀或非均匀分布，主通道两侧壁为光滑平面。本发明设置了阵列微肋、射流孔，微肋与射流冲击的作用相互耦合，在不增加额外的质量负担的前提下，有效降低了超燃冲压发动机燃烧室壁面温度，有效遏制了飞行器高热部件的温升，从而达到更高马赫数飞行的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115717716A
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202211719421.0
申请日：2022-12-30
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明属于发动机技术领域，具体是涉及到一种抗反压燃烧室及冲压发动机，其中，抗反压燃烧室包括主燃烧腔和副燃烧腔，所述主燃烧腔的侧壁上设置有开口，所述开口靠近主燃烧腔的入口Ⅰ一侧铰接设置有用于封堵或打开所述开口的控制板，还包括驱动所述控制板转动的驱动装置，所述副燃烧腔的入口Ⅱ与所述开口连通。本发明通过上述结构设置，在结构简单可靠的基础上极大地提高了燃烧室及冲压发动机整体的抗反压能力，提升发动机推力性能。
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公开(公告)号：CN113882968B
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202111193924.4
申请日：2021-10-13
Applicant: 中南大学
Abstract: 一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，属于动力装置技术领域，包括筒身管道、动力装置，动力装置内置于筒身管道内部，筒身管道的一端管道连接有进气管道，另一端连接有喷管；动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机、粉末火箭发动机和超燃冲压发动机，且进气管道内置有预冷管道，预冷管道尾端伸入筒身管道的内部将涡轮动力发动机容纳于预冷管道的内部，且预冷管道位于进气管道的部分管体内部内置有引流件，本发明充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现动力系统全流道一体化紧凑设计，实现动力系统宽范围稳定可靠工作，同时，结合各发动机的燃料不同，实现其多工质的特点。
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公开(公告)号：CN113217196B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202110233589.X
申请日：2021-03-03
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 提供一种凹腔火焰稳定器自引气滑动弧等离子体射流点火器，点火器整体呈圆柱形状，包括点火器基座下板(201)、点火器基座上板(202)、点火器外壳(203)、切向空气进口(204)、切向燃料进口(205)、高压电极(206)与圆柱形电极绝缘底座(207)。还提供一种凹腔火焰稳定器自引气滑动弧等离子体射流点火方法。本发明的装置和方法提高了凹腔火焰稳定器的点火能力、拓宽了燃烧腔的稳定燃烧范围，具有结构简单以及稳定性强等特点，还可以进一步通过与强旋流火焰的耦合放大作用，克服单独依靠滑动弧等离子体激励器进行点火时能量偏小的不足，优化点火效果。
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公开(公告)号：CN114962067A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210693709.9
申请日：2022-06-18
Applicant: 郭世荣
Inventor： 郭世荣
Abstract: 本发明公开了一种四合一混合动力发动机技术方案，包括主机以及对称设置于主机两侧的副机管，所述主机内侧设置有贯穿的燃烧室，所述燃烧室的前端设置有二级离心压气机，所述二级离心压气机的前端设置有风扇，所述二级离心压气机的后端设置有电机，所述电机的后端设置有涡轮组，所述主机的内壁设置有固体燃料喷嘴，所述副机管内排列设置有第一冲压火箭火焰喷管。本发明与现有技术相比的优点在于：本方案将技术聚集在一起，充分发挥各自的长处，减轻重量，节约成本，为安全提供进一步保障。
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公开(公告)号：CN114876666A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210656910.X
申请日：2022-06-10
Applicant: 厦门大学
IPC: F02K7/14
Abstract: 一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法，涉及临近空间的超燃冲压发动机。根据设计条件和要求，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，得到满足需求的二元高超声速进气道；基于短喷管理论及最大推力喷管原理设计单边膨胀尾喷管；在进气道边界层设计引气装置，根据进气道边界层位置以及气体实际需求计算边界层引气装置的出口数量、大小、位置和角度；引出气体经由次流系统的温度模块和压力模块后用于燃烧室冷却、尾喷管生成气动喉道、机舱供气等。兼顾超声速进气道的边界层排移、燃烧室的冷却和喷管喉道面积的调节，通过设计次流系统的各模块对进气道边界层高温高压气体循环再利用，提高飞行器整体性能。
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