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公开(公告)号：CN112628016A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011492716.X
申请日：2020-12-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种RBCC发动机供应系统，其中，所述系统包括：气瓶、起动活门、减压器、四氧化二氮贮箱、无水肼贮箱、煤油贮箱、四氧化二氮调节装置、四氧化二氮孔板组、无水肼调节装置、无水肼孔板组、煤油油量调节装置、第一四氧化二氮活门、第二四氧化二氮活门、第一无水肼活门、第二无水肼活门、以及煤油活门。本发明公开的RBCC发动机供应系统，具有结构简单、可靠的特点。
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公开(公告)号：CN109441642A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811527814.5
申请日：2018-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明的高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法，为克服现有发动机燃料裂解过程选择性不强，化学热沉较低的技术问题，本发明的供应系统包括燃料贮箱、电加热装置、输送管路、分配管路、多个喷注器、气瓶、减压阀及控制单元；燃料贮箱设置在高速吸气式发动机的换热通道的换热面处，燃料贮箱内贮存有固体燃料；气瓶的出口通过减压阀与燃料贮箱连接；电加热装置用于对燃料贮箱进行加热；多个喷注器的出口朝向燃烧室内；输送管路的入口与燃料贮箱的出口连接，输送管路的出口与换热通道的入口连接，输送管路上还设置有电磁阀；分配管路包括主管路、多个分支管路及燃料分配阀，主管路的入口与换热通道的出口连接。
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公开(公告)号：CN117217114A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311124592.3
申请日：2023-09-01
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/28 , F02C7/04 , G06F113/08
摘要： 本发明公开一种下颌式进气道构建方法及下颌式进气道，涉及冲压发动机技术领域，以解决现有下颌式进气道工作性能差问题。一种下颌式进气道构建方法包括：根据获取的超声速来流参数、外压缩面段马赫数分布以及唇罩压缩面段马赫数分布建立内外锥混合压缩轴对称基准流场；将内外锥混合压缩轴对称基准流场中内压缩影响段的马赫分布数系数值按照预设条件递减，得到多个基准流场；给定进气道唇口投影线和进气道前缘投影线，基于流线追踪方法，得到进气道唇罩型面和进气道鼓包压缩面；对进气道鼓包压缩面和进气道唇罩型面进行几何修型得到下颌式进气道。本发明提供的下颌式进气道构建方法用于提高进气道宽范围工作性能。
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公开(公告)号：CN112628016B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011492716.X
申请日：2020-12-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种RBCC发动机供应系统，其中，所述系统包括：气瓶、起动活门、减压器、四氧化二氮贮箱、无水肼贮箱、煤油贮箱、四氧化二氮调节装置、四氧化二氮孔板组、无水肼调节装置、无水肼孔板组、煤油油量调节装置、第一四氧化二氮活门、第二四氧化二氮活门、第一无水肼活门、第二无水肼活门、以及煤油活门。本发明公开的RBCC发动机供应系统，具有结构简单、可靠的特点。
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公开(公告)号：CN109630314B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201811527829.1
申请日：2018-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K7/18
摘要： 本发明涉及一种吸气式发动机冷启动系统，为了消除现有发动机所采用的易燃物质引导燃料点火燃烧预热的冷启动结构及气态燃料燃烧预热的冷启动结构所存在的使用安全隐患，本发明的冷启动系统包括燃气发生器、燃气分配阀及开口于燃烧室内壁且位于燃烧室前端的至少一个第一燃料喷注器；燃气发生器包括依次连接的气体发生装置、冷却装置及过滤器；气体发生装置包括燃料腔及发生器点火器，燃料腔装有固体燃料，发生器点火器用于固体燃料的点燃；燃气分配阀的入口与过滤器的出口连接，燃气分配阀设置有与第一燃料喷注器一一对应的至少一个出口，燃气分配阀的出口与第一燃料喷注器分别连接。
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公开(公告)号：CN113137628B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202110402255.0
申请日：2021-04-14
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。
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公开(公告)号：CN113217949A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110552219.2
申请日：2021-05-20
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室，包括采用耐高温疏松材料制作的火焰筒，燃烧室外壳体以及火焰筒之间形成的环形夹缝用于从燃烧室入口气流中取部分空气作为冷却气；冷却气沿着燃烧室的轴向在环形夹缝流动，与火焰筒外侧壁面对流换热，同时在压差作用下，环形夹缝内冷却气经火焰筒壁面的发散冷却孔进入火焰筒内，与火焰筒内实现径向换热，并且在火焰筒内侧壁形成连续的保护气膜。该冷却结构一方面降低了需要的冷却空气量，提高了发动机比冲和推力性能，另一方面降低燃烧室热防护结构质量，提升飞行器的载荷质量或增大航程。
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