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公开(公告)号：CN110541774A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201810529472.4
申请日：2018-05-29
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种旋转爆震冲压发动机及高超声速飞行器，包括：外壳，呈两端连通的空心筒状。还包括中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的尾喷管，尾喷管的喷口与大气连通。外壳的外壁上加工有多个外喷口，外喷口两端分别与燃料源和引流通道连通。和/或后体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和引流通道连通。本发明的旋转爆震冲压发动机，旋转爆震燃烧组织能力强、火焰的燃烧稳定性好，从而更易于实现液体煤油、乙炔等低活性碳氢燃料旋转爆震的稳定燃烧。
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公开(公告)号：CN113154458B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202110444336.7
申请日：2021-04-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 为进一步提高旋转爆震燃烧室的燃烧组织能力和推力性能，本发明提供一种连续旋转爆震燃烧室及冲压发动机，包括外壳以及位于外壳内腔的筒体，所述筒体为前后贯通的空筒，筒体与外壳内壁之间形成环形流道，环形流道前端设为进气道，在进气道之后的环形流道上依次设置有隔离段、爆震燃烧室以及尾喷管，隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成后向台阶，能够稳定火焰并增强燃烧；爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。本发明可增强连续旋转爆震的稳定性,拓宽连续旋转工作边界。
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公开(公告)号：CN108757179A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810529474.3
申请日：2018-05-29
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种组合循环发动机及高超声速飞行器，包括旋转爆震冲压发动机和设置于其内的火箭发动机。旋转爆震冲压发动机包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状。中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的第一喷管。火箭发动机包括：设置于中心锥体内的燃烧室、与燃烧室连通的第二喷管，第二喷管的喷口与爆震室连通。外壳的外壁上加工有外喷口，外喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。和/或后体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。
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公开(公告)号：CN110779042B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201810855346.8
申请日：2018-07-31
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种旋转爆震燃烧室及具有其的发动机，包括：呈空心筒状且两端连通的外套体，外套体的轴孔中设有呈柱状且沿外套体的长度方向布设的内柱，外套体与内柱之间的间隙构成引流环道和爆震燃烧环道，引流环道的进流端与氧化剂供给系统相连。外套体内设有第一喷注系统，第一喷注系统的进流端与燃料供给系统相连，第一喷注系统的输出端贯穿引流环道的外环壁并与引流环道的内腔连通以沿外套体周向将燃料喷入引流环道内。爆震燃烧环道的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的内环壁内凹形成。和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的外环壁内凹形成。
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公开(公告)号：CN108757182B
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201810529464.X
申请日：2018-05-29
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种吸气式火箭发动机及高超声速飞机，包括依次设置的进气道、换热器、压气机、主燃烧室及喷管，压气机设有为其提供驱动力的涡轮，主燃烧室和喷管的外壁面设有壁面冷却通道，还包括：氧化剂泵，氧化剂泵与换热器连通，以使氧化剂进入换热器内冷却由进气道进入的空气。还包括燃料泵，燃料泵与壁面冷却通道连通，以使燃料进入壁面冷却通道冷却喷管和主燃烧室。还包括预燃室，以供冷却空气后的氧化剂以及冷却喷管和主燃烧室后的燃料分别进入预燃室燃烧以产生富燃燃气，预燃室的出口朝向涡轮以使富燃燃气驱动涡轮做功。还包括喷注器，用于将经换热器冷却和经压气机增压后的空气以及将驱动涡轮后的富燃燃气分别喷入主燃烧室内混合燃烧。
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公开(公告)号：CN113154458A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110444336.7
申请日：2021-04-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 为进一步提高旋转爆震燃烧室的燃烧组织能力和推力性能，本发明提供一种连续旋转爆震燃烧室及冲压发动机，包括外壳以及位于外壳内腔的筒体，所述筒体为前后贯通的空筒，筒体与外壳内壁之间形成环形流道，环形流道前端设为进气道，在进气道之后的环形流道上依次设置有隔离段、爆震燃烧室以及尾喷管，隔离段与爆震燃烧室之间的衔接处为阶梯状的突扩过渡，形成后向台阶，能够稳定火焰并增强燃烧；爆震燃烧室后段的环形流道线性缩小形成连接尾喷管的倾斜过渡段。本发明可增强连续旋转爆震的稳定性,拓宽连续旋转工作边界。
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公开(公告)号：CN113153578A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110444338.6
申请日：2021-04-23
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 一种同轴式喷注连续旋转爆震试验装置，包括同轴设置的内燃料腔外套、内喷注面板、燃烧室外套以及燃烧室；内燃料腔外套和燃烧室外套分别连接在内喷注面板两侧；内喷注面板与燃烧室外套之间设置有联通燃烧室的外环进气结构，内喷注面板中部设置有联通燃烧室的内环进气结构，空气经外环进气结构或/和内环进气结构进入燃烧室；内喷注面板与内燃料腔外套之间设置有内燃料积气腔，内燃料积气腔中燃料经内喷嘴喷出后进入燃烧室；燃烧室外套外围设有外燃料积气腔，外燃料积气腔中燃料经外燃料喷孔喷出后进入燃烧室；所述燃烧室侧壁上设置有测压孔；燃烧室的头部同轴设置有火花塞。本发明可进行液体火箭发动机切向不稳定燃烧的连续旋转爆震验证性试验。
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公开(公告)号：CN110541774B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201810529472.4
申请日：2018-05-29
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种旋转爆震冲压发动机及高超声速飞行器，包括：外壳，呈两端连通的空心筒状。还包括中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的尾喷管，尾喷管的喷口与大气连通。外壳的外壁上加工有多个外喷口，外喷口两端分别与燃料源和引流通道连通。和/或后体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和引流通道连通。本发明的旋转爆震冲压发动机，旋转爆震燃烧组织能力强、火焰的燃烧稳定性好，从而更易于实现液体煤油、乙炔等低活性碳氢燃料旋转爆震的稳定燃烧。
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公开(公告)号：CN110779042A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201810855346.8
申请日：2018-07-31
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种旋转爆震燃烧室及具有其的发动机，包括：呈空心筒状且两端连通的外套体，外套体的轴孔中设有呈柱状且沿外套体的长度方向布设的内柱，外套体与内柱之间的间隙构成引流环道和爆震燃烧环道，引流环道的进流端与氧化剂供给系统相连。外套体内设有第一喷注系统，第一喷注系统的进流端与燃料供给系统相连，第一喷注系统的输出端贯穿引流环道的外环壁并与引流环道的内腔连通以沿外套体周向将燃料喷入引流环道内。爆震燃烧环道的内环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的内环壁内凹形成。和/或爆震燃烧环道的外环壁上设有用于稳定爆震燃烧火焰且呈环形的凹腔，凹腔由爆震燃烧环道的外环壁内凹形成。
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公开(公告)号：CN108757179B
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201810529474.3
申请日：2018-05-29
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种组合循环发动机及高超声速飞行器，包括旋转爆震冲压发动机和设置于其内的火箭发动机。旋转爆震冲压发动机包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状。中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的第一喷管。火箭发动机包括：设置于中心锥体内的燃烧室、与燃烧室连通的第二喷管，第二喷管的喷口与爆震室连通。外壳的外壁上加工有外喷口，外喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。和/或后体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。
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