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公开(公告)号：CN115081131A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210662376.3
申请日：2022-06-13
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/17
摘要： 本发明涉及一种大尺度超燃冲压发动机燃烧室设计方法，包括：S1.构造燃烧室模型，并基于所述燃烧室模型获取所述燃烧室模型的燃料喷注位置，并基于所述燃料喷注位置确定出处于上游的上游段和处于下游的燃烧段；S2.基于获取的δ‑Da缩放准则对所述燃烧室模型的所述上游段和所述燃烧段分别进行放大，获取全尺寸燃烧室；其中，所述δ‑Da缩放准则包括：用于对所述上游段进行缩放的第一准则，用于对所述燃烧段进行缩放的第二准则。本发明的方案可以大大降低全尺寸大尺度超燃冲压发动机燃烧室设计的时间、经济成本。
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公开(公告)号：CN118734491A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410974926.4
申请日：2024-07-19
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/17 , F23D14/26 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种考虑尺度效应作用的大尺度凹腔火焰稳定器设计方法，包括：基于目标尺度凹腔火焰稳定器与基准小尺度凹腔火焰稳定器的入口内径得到放大系数，将基准小尺度凹腔火焰稳定器等比放大到目标尺度，修正凹腔深度，得到第一中间尺度凹腔火焰稳定器；基于来流边界层相对厚度修正凹腔深度，得到第二中间尺度凹腔火焰稳定器；基于燃料化学属性修正凹腔长度与后缘倾角，得到第三中间尺度凹腔火焰稳定器；基于壁面传热率修正凹腔长度、前缘深度及后缘高度，得到目标尺度凹腔火焰稳定器。本发明应用于发动机设计领域，在确保稳焰能力和燃烧效率不变的前提下，考虑多种因素尺度效应作用的影响，实现大尺度凹腔火焰稳定器的快速设计。
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公开(公告)号：CN117387104A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311541811.8
申请日：2023-11-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F23R3/20
摘要： 本申请涉及一种高效低阻的大尺度冲压发动机燃烧室支板稳焰器。包括沿燃烧室来流方向依次连接的燃烧室入口段、消波扩张段及燃烧室出口段，在燃烧室的中心轴线上通过支板支架固定有支板火焰稳定器；支板支架设置在燃烧室出口段区域，并通过延伸部将支板火焰稳定器布置在消波扩张段区域。通过这样的设置，将支板支架后移至亚声速燃烧区域来降低支架引起的流动阻力，降低燃烧室内的激波，使发动机推力增益变大。
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公开(公告)号：CN116696597A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310717735.5
申请日：2023-06-16
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F02K7/10
摘要： 本发明公开了一种超燃冲压发动机加速过程燃烧室推力控制方法，采用渐变扩张的串联凹腔燃烧室，两个凹腔上游均设置燃料喷孔，第一个凹腔为预燃区，第二个凹腔为主燃区；推力控制方法为：当燃烧室入口马赫数较低时，控制预燃区的燃烧模态保持在弱亚燃模态，控制主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态；当燃烧室入口马赫数较高时，控制预燃区的燃烧模态保持在超燃模态，控制主燃区的燃烧模态维持在强亚燃模态。本发明应用于超燃冲压发动机领域，能够在宽飞行马赫数范围内保证燃烧室能够产生较高推力，同时避免热壅塞，而且燃烧模态转换导致的推力突变更小，推力控制更稳定，能够实现燃烧模态转换时的推力平稳过渡。
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公开(公告)号：CN113091096B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202110381827.1
申请日：2021-04-09
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种大尺度超燃冲压发动机喷注构型，在发动机燃烧室内增设喷注用的支板，该支板为前缘楔形结构，支板包括顶端面、底端面，以及位于顶端面与底端面之间的前缘壁面、侧壁面与后缘壁面；前缘壁面与侧壁面的数量均为两个，两个前缘壁面的首端相连，两个侧壁面对称连接在两个前缘壁面的尾端，后缘壁面与两个侧壁面的尾端相连，前缘壁面与侧壁面之间具有斜坡角；顶端面上设有燃料入口，底端面、侧壁面与后缘端面上均设有至少一个喷注口。通过设置支板在燃烧室内形成支板‑壁面混合喷注方案，使喷注深度加深、提高来流的利用率，使燃料与来流在流道中心线区域附近充分混合后进入凹腔，增强燃烧效果。
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公开(公告)号：CN115081135B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202210697598.9
申请日：2022-06-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/17 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种大尺度冲压发动机超燃模态喉部补偿设计方法，通过开展缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度；估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数差异和边界层厚度差异；在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室喉部位置处，依据所述边界层厚度差异，缩小喉部大小，使得等比放大后的大尺度发动机其边界层厚度与对应的缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度接近甚至相同，以此确保尺度变化前后燃烧室燃烧效果相同。
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公开(公告)号：CN114996961B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210699549.9
申请日：2022-06-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08
摘要： 本发明提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法，通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置，估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量，在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量，以此确保尺度变化前后燃烧室具有相同燃烧效果，同时尽可能减小发动机长度和重量。
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公开(公告)号：CN115238483A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210801944.3
申请日：2022-07-08
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/17 , F23R3/28 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种大尺度超燃冲压发动机液体燃料喷注段优化设计方法，包括获取超声速来流条件下缩尺超燃冲压发动机其喷嘴进行液体燃料喷注时位于喷嘴下游不同位置的粒径分布；确定由缩尺超燃冲压发动机燃烧室放大到大尺度超燃冲压发动机燃烧室的等比放大倍数n；优化设置大尺度超燃冲压发动机其液体燃料喷注段的喷嘴直径为使得在大尺度超燃冲压发动机其液体燃料喷注段的喷嘴下游且与喷嘴距离为处具有与缩尺超燃冲压发动机其液体燃料喷注段的喷嘴下游且与喷嘴距离为kd处相同的粒径分布，d为缩尺超燃冲压发动机其液体燃料喷注段的喷嘴直径，k大于0。本发明能够保证不同的喷嘴直径下发动机具有相同雾化特性。
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公开(公告)号：CN115081135A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210697598.9
申请日：2022-06-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/17 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种大尺度冲压发动机超燃模态喉部补偿设计方法，通过开展缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度；估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其进气道来流雷诺数差异和边界层厚度差异；在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室喉部位置处，依据所述边界层厚度差异，缩小喉部大小，使得等比放大后的大尺度发动机其边界层厚度与对应的缩尺发动机其燃烧室喉部位置处边界层厚度接近甚至相同，以此确保尺度变化前后燃烧室燃烧效果相同。
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公开(公告)号：CN114996961A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210699549.9
申请日：2022-06-20
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08
摘要： 本发明提供一种大尺度冲压发动机亚燃模态隔离段缩短设计方法，通过开展亚燃燃烧模态下缩尺发动机燃烧数值仿真，提取缩尺发动机其燃烧室隔离段内反压起始点流向位置，估算由缩尺发动机等比放大到大尺度发动机后其燃烧室隔离段内的反压起始位置变化量，在等比放大后的大尺度发动机其燃烧室隔离段缩减所述反压起始位置变化量，以此确保尺度变化前后燃烧室具有相同燃烧效果，同时尽可能减小发动机长度和重量。
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