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公开(公告)号：CN113323769A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110632005.6
申请日：2021-06-07
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，与传统变循环发动机相比，在第一涵道出口与高压压气机出口处设置高压混合室；在低压涡轮进口前设置级间燃烧室。该构型可以增大低压涡轮进口温度，提高推力；同时，大幅度提高了涵道比的变化范围，除此之外还可以大幅度提高低压涡轮功，进而增大风扇的做功能力，增加发动机空气流量，改善现有航空发动机高马赫数下空气流量较小的问题，扩大了航空发动机的速域。
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公开(公告)号：CN113123880A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202110338363.6
申请日：2021-03-26
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种航空发动机空气系统静止薄壁件上低熵产强预旋搭接引气结构，由多个类S型搭接瓦片搭接成全环形成，相邻搭接瓦片之间形成渐缩型引气通道，进而在引气腔内形成了接近纯周向进气的进口。通过本发明的技术方案，实现较大的预旋速度、较小流阻损失、合理的进气方向的搭接引气结构，能够有效降低气流在空气系统内的沿程风阻温升，使气流尽可能保持更良好的冷却品质，从而保证在极端工况下热端部件仍满足许用温度要求。
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公开(公告)号：CN113123879A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202110323485.8
申请日：2021-03-26
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： F02C7/18
摘要： 本发明公开了一种减弱篦齿盘前方耗散涡的引气布局，在静子鼓筒面上篦齿盘的上游位置，沿周向设置多个预旋喷嘴作为引气入口，这样，引气入口引入的气流与径向内流的气流掺混后，不仅可以提高冷却品质，之后继续向下游流动，改善对篦齿盘及下游的部件的冷却效果，还能对篦齿盘前方的耗散涡结构进行冲击，减弱甚至破坏耗散涡，从而实现对压气机后轴径锥壁腔内流动结构的主动控制，使得篦齿盘前方不易形成耗散涡结构，进而降低篦齿盘前方的风阻温升，改善冷却品质。
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公开(公告)号：CN111237085B
公开(公告)日：2021-05-14
申请号：CN202010183525.9
申请日：2020-03-16
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，通过变循环机构的模式切换，使核心机流路在高速飞行和低速飞行状态下分别实现涡喷模式二次流制冷循环和涡扇模式内涵道布雷顿循环。从而在高速飞行模式下，大幅度提升二次流冷气品质，实现超高涡轮前温度和超宽的速域范围。在低速飞行模式下，利用风扇与压气机的巨大流量差异，实现超高的涵道比和超低的耗油率。本发明突破现有涡轮发动机速域极限、并兼顾长航程需求。
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公开(公告)号：CN106290974B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201610591387.1
申请日：2016-07-25
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G01P5/10
摘要： 本发明公开了一种采用双热电偶测量流体速度的方法，属于流体热工测量技术领域。所述方法的测量元件采用两个大小相同但材料不同、空间位置接近的热电偶，利用数据采集卡对两个热电偶的测量温度值进行采集。考虑测量噪声干扰和测量分辨率问题，基于集总参数法和样条拟合方法，对热电偶表面对流换热系数进行拟合；得到对流换热系数后基于量纲经验关系式得到流速与对应的对流换热系数之间的关系，从而得到流场的流速信息。本发明可以测量出流场中的温度信息频率响应；可以依据量纲关系式得到流体速度信息。本发明由于只涉及安装两个热电偶，安装简单，可以得到复杂流场定性的速度分布；既可以应用在可压流中，也可以应用在不可压流中。
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公开(公告)号：CN106124078A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610590869.5
申请日：2016-07-25
申请人： 北京航空航天大学
CPC分类号： G01K7/02 , G01K15/005
摘要： 本发明公开了一种采用双热电偶测量强瞬变流体温度的方法，属于流体热工测量技术领域。所述方法选择两个相同尺寸大小，但不同材料的热电偶测量同一空间点的温度值，并对选取的热电偶进行校准，确定热电势和温度对应关系；基于样条拟合方法，对于流体温度沿时域的变化曲线，选取若干控制点，控制点之间采用样条方式拟合，采用局部平均对流换热系数，通过控制方程得到两个热电偶的数值解，并求出数值解和测量值的误差，采用离散牛顿法使误差最小，此时对应的流体温度作为最终的输出。本发明的测量方法应用范围极为广泛，对于动态温度的测量尤其是有着较大频响要求的温度测量具有应用价值。
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公开(公告)号：CN118150177A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410331165.0
申请日：2024-03-22
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种强瞬变腔管组合试验平台及试验方法，涉及试验技术领域，包括：供气系统、试验件、阶跃边界模拟装置、辅助工装系统以及数据采集系统；所述供气系统、试验件、阶跃边界模拟装置、辅助工装系统、数据采集系统依次连接；所述供气系统为试验件提供压缩空气；所述试验件为根据不同试验目的，将不同的容腔试验件和管道试验件组合形成的腔管组合试验件；所述阶跃边界模拟装置，模拟流路边界突变；所述辅助工装系统，为试验平台提供辅助工作；所述数据采集系统，采集试验件和阶跃边界模拟装置的数据。本发明可在10ms内完成边界变化，同时具备可重复性。
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公开(公告)号：CN118030312A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410368803.6
申请日：2024-03-28
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于轴间离合器的变循环发动机构型，涉及涡轮发动机技术领域。包括两个轴间离合器，分别为布置于高压轴上的高压轴离合器和布置于低压轴上的低压轴离合器；前风扇、后风扇和核心风扇，飞行器在低速和中速飞行状态下，核心风扇通过高压轴离合器与高压轴连接，飞行器在高速飞行状态下，核心风扇通过低压轴离合器与低压轴连接，前风扇和所述后风扇均与低压涡轮同轴相连；第一外涵、第二外涵和第三外涵，第一外涵的前端设置有第一模式选择阀，第二外涵的中部设置有第二模式选择阀，第三外涵的前端设置有第三模式选择阀。本发明实现了发动机可在0‑5马赫内全包线的流量调节和匹配工作，保证各种飞行状态下都能满足低油耗需求。
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公开(公告)号：CN116906184A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310928076.X
申请日：2023-07-27
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及一种航空发动机空气系统的叶栅型径向可调预旋系统，属于航空发动机技术领域，解决了现有技术中引气量过大易造成发动机推力降低和耗油率增大、定比例引气浪费冷却气以及空气系统的稳定性不足危害发动机安全的问题。本发明能够通过调节可调预旋喷嘴导叶的偏转角度来改变节流面积，实现冷却气引气量的调节，保证发动机热端部件满足许用温度要求，并尽量节省冷却气，兼顾发动机性能与安全性；调节过程中进气角度基本不变，且调节时气流流动方向相对固定，进气损失小；采用径向预旋，减少泄漏量，避免预旋气的浪费，提高了空气系统的稳定性；预旋腔两侧的封严篦齿提高了空气系统的稳定性。
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