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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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公开(公告)号：CN118775103A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957886.2
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法，能解决固定调节规律无法满足危险工况下对发动机的安全工作需求的问题。该方法步骤为：实时采集进气道出口压力值、燃烧室压力值和及压气机转速，并分别获取第一、第二、第三、第四压力数据；分别确定当前时刻进气道出口的压力表决值Pinlet(k)和当前时刻燃烧室的压力表决值Pcc(k)；根据Pinlet(k)，计算当前时刻的进气道裕度η(k)；根据当前时刻压气机转速nk及Pinlet(k)和Pcc(k)，计算当前时刻的压气机工作点位置PF(k)；η(k)或PF(k)＜0.1且超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的102％～115％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且PF(k)＞0.95，超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的85％～98％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且0.1≤PF(k)≤0.95，喷管流通面积保持不变；实现火箭发动机喷管的调控。
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公开(公告)号：CN113700560A
公开(公告)日：2021-11-26
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：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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