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公开(公告)号：CN110259580A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910584399.5
申请日：2019-07-01
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明提供了一种可变形调节的DSI进气道，涉及形状记忆技术领域。本发明所述的可变形调节的DSI进气道，包括鼓包，所述鼓包包括蒙皮、负泊松比蜂窝和驱动装置，所述蒙皮与所述负泊松比蜂窝连接，所述负泊松比蜂窝与所述驱动装置连接；所述蒙皮由形状记忆材料制成，所述形状记忆材料包括玻璃态和橡胶态，所述玻璃态和所述橡胶态之间的相互转变受外界激励驱动；当所述形状记忆材料处于橡胶态时，所述驱动装置带动所述负泊松比蜂窝及所述蒙皮变形。本发明所述的可变形调节的DSI进气道，通过设置由形状记忆材料制成的蒙皮，以及与蒙皮连接的负泊松比蜂窝，使得鼓包能够根据实际的飞行条件改变外形，有利于飞机的飞行性能提升。
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公开(公告)号：CN109458272A
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201811386350.0
申请日：2018-11-20
申请人： 四川航天中天动力装备有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种串联式组合动力模态调节装置，包括外环和至少一组挡片环；挡片环结构相同，沿冲压流道轴向分布，每个挡片环由圆环和四个挡片组成；挡片环通过槽道与外环和涡轮流道的外壁连接；同一组挡片环的所有挡片交错分布、互不重叠时能封堵所述冲压流道；外环能以冲压流道的中轴线为中心转动，其中一个挡片环固定不动，其余三个挡片环分别随外环最多运动一个挡片的距离、两个挡片的距离及三个挡片的距离，当四个挡片环全部重叠时则完全打开冲压流道。该调节装置通过简单地多个挡片环的转动，改变挡片环之间的相对位置，使串联式TBCC发动机冲压流道面积逐渐改变，从而实现模态转换过程中冲压涵道的流量需求。
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公开(公告)号：CN109356723A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811427187.8
申请日：2018-11-27
申请人： 北京空间技术研制试验中心
摘要： 本发明涉及一种封闭式回流通道流场控制方法，其特征在于，包括以下步骤：a.根据设计参数要求，设计高超声速进气道几何型面，模拟分析进气道自起动特性；b.基于高超声速进气道起动/不起动时进口前压缩面内不同的静压分布规律，利用激波前后的压差分布，在进气道内部开设回流腔对进气道流场进行控制；c.仿真分析回流通道进口位置、出口位置以及所述回流腔截面参数，优化所述回流通道的几何型面参数；d.调整回流通道几何型面参数，确定最终进气道结构。根据本发明的封闭式回流通道流场控制方法能够改善高超声速进气道低马赫数下的起动能力，拓宽进气道工作马赫数范围。
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公开(公告)号：CN109209534A
公开(公告)日：2019-01-15
申请号：CN201810730448.7
申请日：2018-07-05
申请人： 安萨尔多能源瑞士股份公司
摘要： 用于启动联合循环发电设备(1)的方法包括仅以第一燃烧室(4)操作燃气涡轮(2)，以及将燃气涡轮(2)加载到第二符合排放的操作窗口(40)内的第一操作点(45)，然后在第二符合排放的操作窗口(40)内，将燃气涡轮(2)调节到第二操作点(47)且加载蒸汽涡轮(11)，然后以第一燃烧室(4)和连续燃烧室(5)两者操作燃气涡轮(2)，且将燃气涡轮(2)进一步调节至第一符合排放的操作窗口(21)内的第三操作点(48)。
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公开(公告)号：CN107061011B
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201710407369.8
申请日：2017-06-02
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/042
摘要： 本发明提供了一种低外阻高超声速进气道，属于飞行器气动设计领域。该高超声速进气道内收缩段还包括隔板（1），隔板（1）呈“拱桥”形状水平放置于进气道内收缩段（4）内，隔板前缘的水平位置靠近内收缩段（4）入口处，隔板前缘的高度位置在内收缩段（4）入口中间位置处；隔板上壁面（8）、隔板下壁面（9）均在隔板中间位置往上拱起。本发明的优点是不仅几何形状固定、结构简单、易于实现，而且能够降低高超声速进气道的唇罩外部阻力，改善进气道流场，大大提高进气道性能。
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公开(公告)号：CN109026441A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201811132390.2
申请日：2018-09-27
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：变楔面三维侧压进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。变楔面三维侧压进气道包括上壁面和侧壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述侧壁面为内收式结构，所述侧壁面与所述上壁面之间为弧面过渡连接。燃料喷注器被设置在所述第一楔面，燃烧室与所述变楔面三维侧压进气道相连通，所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。
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公开(公告)号：CN106285946B
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201610617122.4
申请日：2016-08-01
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/042
摘要： 本发明是一种双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道，包括：改进吻切面排布的变截面内乘波进气道、绕双轴旋转‑密封式变几何流道调节机、分流机构、定几何扩张通道，所述变截面内乘波进气道的进口及出口形状可定制，在全马赫数范围工作时流量系数具有明显优势，进气道压缩效率高，出口气流品质好。本发明优点：不仅在设计马赫数状态继承了内乘波进气道的优势，而且实现了保持内乘波式进气道技术优势与较为理想的几何变形能力，可以适用于宽广的马赫数范围，各种马赫数下都保持了内压缩型面的光顺、消除了角区流动；并在整个工作马赫数范围内具有流量捕获能力强、压缩效率高、总压恢复与动能效率水平高、外阻小等特点。
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公开(公告)号：CN108533405A
公开(公告)日：2018-09-14
申请号：CN201810227304.X
申请日：2018-03-19
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种具有泄流气缝的二元超声速进气道，包括外壁面、内壁面、自内壁面向前延伸的前体压缩面、对称设置的两个侧壁面；所述外壁面、内壁面和两个侧壁面之间形成内通道以及自内通道向后延伸的扩张段，其特征在于，所述两个侧壁面均对称设置有一个或多个泄流气缝，所述泄流气缝贯穿侧壁面。该二元进气道通过在侧壁面上开设泄流气缝，利用进气道内外的压差，将侧壁面处部分边界层低能量流甚至分离包排出进气道侧壁面外，使得进气道流场在侧壁面处的边界层变薄，减小侧壁面边界层对压缩面流场的影响。有效提高了进气道的总压恢复系数和流量系数，提高进气道的性能。
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公开(公告)号：CN108301926A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810018510.X
申请日：2018-01-09
申请人： 南京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/042
摘要： 本发明公开了一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法，包括：所述凸形转圆形进气道的唇口板中部设置有上凸部分，其入口形状呈凸形，并向出口处收缩渐变为圆形，继而与等面积的圆截面等直隔离段相接；通过特征线法获得压缩面马赫数可控的内锥面、等流动角变截面的中心体及基准流场，根据进气道圆形出口进行逆向流线追踪；入口处在原有矩形的基础上加入上凸部分并延伸至中心体处，进而对凸形进口流线追踪出的自然出口面积进行匹配，得到等面积的圆形出口；进行流线拟合、边界层修正后，得到最终的凸形转圆形进气道。本发明在保证设计点激波封口的前提下，通过流线追踪技术设计的上凸形溢流设计手段大幅度改善了内收缩进气道起动问题。
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公开(公告)号：CN107013334B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201710086436.0
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法，解决宽范围非轴对称双燃烧室超燃冲压发动机进气的技术难题。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，解决与涡轮发动机接力困难的难题。
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