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

Inventor： 于鹏 ,  汪颖 ,  向安定 ,  邵文清 ,  谢宗齐 ,  石峰 ,  梁磊

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。

公开(公告)号：CN118215263A

公开(公告)日：2024-06-18

申请号：CN202311843892.7

申请日：2023-12-28

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 苗琳 ,  张航 ,  向安定 ,  于鹏 ,  陈晓燕 ,  李波 ,  王艳宁

IPC: H05K7/20

Abstract: 本发明提供了一种嵌入式射流冲击冷板，包括冷板本体、顶板、射流条和两个肋片组，冷板本体具有腔体，腔体包括流体进口段、工作腔和流体出口段，流体进口段通过工作腔与流体出口段连接，顶板设置在冷板本体上，顶板具有流体入口和出口，射流条包括射流本体和多个隔板，多个隔板间隔设置在射流本体上将射流本体分为多个射流单元，流体进口段与盲孔的开口端连通，通孔与盲孔相连通，通孔的端口为射流口；射流腔包括上射流腔和/或下射流腔；任一肋片组包括多个肋片，多个肋片将工作腔分割成多个流道，每个流道与一个射流单元相对应。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中非均匀高热流密度热源面的散热问题，同时满足设备紧凑性及重量的要求。

公开(公告)号：CN117824236A

公开(公告)日：2024-04-05

申请号：CN202311841837.4

申请日：2023-12-28

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 张凯 ,  向安定 ,  尹志仁

IPC: F25D3/10 ,  F25D17/02 ,  F25D23/00

Abstract: 本发明提供一种用于高速飞行器的高效氨蒸发冷却系统，包括增压装置，增压装置与液氨储罐相连；液氨储罐，储存液氨工质，储罐一端与增压装置相连，另一端与氨蒸发冷却装置相连；氨蒸发冷却装置，氨蒸发冷却装置一端与氨储罐相连，另一端与氨蒸汽排散装置通过管路连接；氨蒸汽排散装置，用于将汽化后的氨蒸汽向机体外进行排散，氨蒸汽排散装置位于系统末端，一端与氨蒸发冷却装置相连，另一端与机体外环境连通。液氨工质在增压装置的驱动下，由液氨储罐输送至氨蒸发冷却装置进行相变换热，液氨吸收流体回路中的热流体的热量或发热表面产生的热量转变成氨蒸汽，并通过氨蒸汽排散装置向外排散至机体外。本发明能够为高速飞行器提供稳定的热沉。

公开(公告)号：CN114412644A

公开(公告)日：2022-04-29

申请号：CN202210044653.4

申请日：2022-01-14

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 尹志仁 ,  谢宗齐 ,  向安定 ,  于鹏 ,  王凯欣 ,  邵文清 ,  汪颖

IPC: F02C7/141 ,  F02C7/16 ,  F02C7/22

Abstract: 本发明提供一种基于液态金属回路的碳氢燃料发动机冷却方法及系统，包括冷却通道、液态金属储箱、裂解换热器、第一、二驱动部，储箱中存储有液态金属，第一驱动部的入口与液态金属储箱的出口相连接，出口与冷却通道相连接；裂解换热器具有热源/冷源出口、热源/冷源入口，热源入口与冷却通道出口相连接，冷源出口与液态金属储箱相连接，第二驱动部与冷源入口相连接，用于驱动液体碳氢燃料经冷源入口进入裂解换热器，常温的液态金属进入冷却通道后吸热升温并经热源入口进入裂解换热器，与液态碳氢燃料在裂解换热器内进行换热，碳氢燃料吸热裂解后进入发动机燃烧室参与燃烧化学反应。本发明解决了再生冷却发动机碳氢燃料实际可用热沉不足的问题。

公开(公告)号：CN109850167A

公开(公告)日：2019-06-07

申请号：CN201910186694.5

申请日：2019-03-13

Applicant: 北京空天技术研究所

Inventor： 张聪 ,  赵桂杰 ,  张航 ,  左盼 ,  向安定 ,  邵文清

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。