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公开(公告)号：CN117329740B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311609302.4
申请日：2023-11-29
摘要： 本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种引射组件及飞行器热管理系统。引射组件包括：引射壳体单元包括依次连接的第一壳部、第二壳部、第三壳部、第四壳部、第五壳部。第二壳部、第五壳部的横截面积沿第一壳部向第五壳部延伸的方向（即第一方向）逐渐减小，第三壳部的横截面积沿第一方向逐渐增大。第一引射管伸入第一壳部的内部腔体。第一引射管与第一壳部固定连接。第一引射管靠近第一壳部开口端的一端的横截面积大于另一端的横截面积。第二引射管穿过第一壳部的侧壁，与第一壳部内部腔体连通。第三引射管穿过第二壳部和第三壳部连接处的侧壁，与第二壳部和第三壳部内部腔体连通。这样就解决了冷却介质混合不均匀的问题。
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公开(公告)号：CN117347548A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311638700.9
申请日：2023-12-04
摘要： 本发明涉及航天航空动力技术领域，具体而言，涉及一种燃油再生冷却试验系统及控制方法。系统包括供给装置、预热装置、反应装置、回收装置。供给装置的供油组件提供燃油。供给装置的供水组件提供水。预热装置的第一加热组件设于混合组件外周侧，加热预热装置的混合组件。混合组件的第一管道单元套于混合组件的第二管道单元外周侧。部分第一管道单元和部分第二管道单元设置成螺旋状。第一管道单元与供水组件、第二管道单元连通。第二管道单元与供油组件连通。反应装置的反应组件与混合组件连通。反应装置的第二加热组件加热反应组件。回收装置的冷凝组件与反应组件、回收装置的回收组件连通。这样就解决了如何优化燃油与水混合效果的问题。
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公开(公告)号：CN117308420B
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311609301.X
申请日：2023-11-29
摘要： 本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器热管理系统及控制方法。系统包括引射组件、压缩组件、冷凝组件、蒸发组件。引射组件的第一引射管、第二引射管、第三引射管与引射组件的引射壳体连通。压缩组件包括与冷凝组件连通的压缩单元、与引射壳体、压缩单元连通的气液分离单元、驱动单元、轴单元。轴单元包括与第一导流部、压缩单元连接的传动轴、与驱动单元、第三引射管相连的冷却管、与传动轴、冷却管连接的螺旋环状的第一导流部。压缩单元压缩第一温控介质。蒸发组件的回热器与蒸发组件的冷却管、与第一引射管连通的第一蒸发单元、与第二引射管连通的第二蒸发单元、冷凝组件连通。这样就解决了压缩组件摩擦导致过热的问题。
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公开(公告)号：CN117401171A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311705653.5
申请日：2023-12-13
摘要： 本发明提供了一种高速飞机的电力系统过渡阶段模态切换方法及装置，包括当高速飞机的飞行状态满足第一预设条件时，发动机从涡轮状态切换至冲压状态，冲压涡轮和冲压发电机启动并开始加速，冲压发电机和主发电机未连接，主发电机为负载供电，冲压发电机不为负载供电；当冲压涡轮的实时转速满足第三预设条件时，冲压发电机和主发电机并联并共同为负载供电；当冲压发电机的输出功率满足第二预设条件时，冲压发电机为负载供电，冲压发电机与主发电机断开连接，且主发电机不为负载供电。本发明在发动机从涡轮状态切换至冲压状态后，通过主发电机和冲压发电机的短时并联供电，能够实现对机上负载的全功率不间断供电，而且保证供电品质不下降。
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公开(公告)号：CN116853508A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202311127038.0
申请日：2023-09-04
IPC分类号： B64D33/08 , F15B21/0423 , H05K7/20
摘要： 本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种飞行器喷雾冷却控制方法及装置。控制方法包括基于第二介质进入飞行器喷雾冷却装置的第三热交换部，喷雾室内的压力检测器检测喷雾室内压力；基于喷雾室内压力，获得第一介质在喷雾室室内压力下的当前沸点值；基于进入第三热交换部的第二介质的温度大于等于第一温度阈值，控制第一介质供给装置向第一热交换部供给的第一介质喷向第三热交换部；基于第一热交换部的第一缓冲腔内第一介质温度与当前沸点值的差值大于等于第一差值阈值，控制第一介质加热部加热第一介质存储腔内的第一介质的温度朝当前沸点值靠近。这样就解决了飞行器喷雾冷却技术如何提高冷却介质相变率的问题。
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公开(公告)号：CN116552792A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310833463.5
申请日：2023-07-10
摘要： 本发明涉及飞行器热管理技术领域，具体而言，涉及一种具有膨胀节的飞行器喷射冷却系统。系统包括热交换装置、第一介质供给装置、第二介质供给装置；热交换装置包括第一热交换部、第二热交换部；第一介质供给装置用于供给冷却介质；第二介质供给装置用于供给被冷却介质；第一热交换部的第一热交换管包括第一连接管、第一膨胀节、喷射孔；喷射孔设置在第一膨胀节的周侧壁；第一膨胀节的横截面积大于第一连接管的横截面积；第二热交换部的第二热交换管包括第二连接管、第二膨胀节；第二膨胀节的横截面积大于第二连接管的横截面积；第一膨胀节与第二膨胀节交错邻近设置。这样就解决了对飞行器机上设备瞬时大功率高热流如何快速散热的问题。
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公开(公告)号：CN117803477B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202311776380.3
申请日：2023-12-22
IPC分类号： F02C6/00 , F25B1/00 , F25B41/40 , F25B21/00 , F28D20/02 , F02C7/224 , F02C7/22 , F04B9/02 , F04B17/03 , F03C1/26 , F03G7/04
摘要： 本发明涉及一种基于燃油进行电液热互补的机电系统，包括：燃油箱、冲压空气风门、供电子系统、燃油吸热子系统、电制冷子系统、液压制冷子系统、温差发电子系统、温差供液子系统、液压发电子系统、第一液冷循环子系统、第二液冷循环子系统以及蒸发循环子系统；燃油箱储存有燃油；供电子系统包括燃油发电装置、储能装置和汇流条；电制冷子系统消耗电能转化为制冷量，液压制冷子系统消耗液压能转化为制冷量，温差发电子系统回收余热转化为电能，温差供液子系统回收余热转化为液压能，液压发电子系统消耗液压能转化为电能；解决了机上能量被直接浪费问题。
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公开(公告)号：CN117382889B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311698141.0
申请日：2023-12-12
IPC分类号： B64D27/10 , F02C6/00 , F02C6/20 , F02K7/10 , B64D41/00 , H02K7/18 , H02K7/10 , H02K7/116 , F16H57/023
摘要： 本发明提供了一种高速飞机的电力系统及其过渡阶段模态切换方法，其中电力系统的双端发电机包括定子和转子；第一调速箱的输入端与发动机涡轮的转动轴连接，第一调速箱的输出端与第一超越离合器的主动轮连接，第一超越离合器的从动轮与转子的第一端连接；第二调速箱的输入端与冲压涡轮的转动轴连接，第二调速箱的输出端与第二超越离合器的主动轮连接，第二超越离合器的从动轮与转子的第二端连接。本发明仅需要一台双端发电机即可实现高速飞机涡轮(56)对比文件罗志会.新一代飞机自适应动力与热管理系统研究.航空科学技术.2012,第38-41页.王志涛.燃燃联合动力发电模块特性仿真研究.中国优秀硕士学位论文全文数据库 (工程科技Ⅱ辑).2010,第C036-84页.朱春玲,韦平.飞机自主发电系统及其控制系统研究.南京航空航天大学学报.2002,(01),第70-72页.
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公开(公告)号：CN117347548B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311638700.9
申请日：2023-12-04
摘要： 本发明涉及航天航空动力技术领域，具体而言，涉及一种燃油再生冷却试验系统及控制方法。系统包括供给装置、预热装置、反应装置、回收装置。供给装置的供油组件提供燃油。供给装置的供水组件提供水。预热装置的第一加热组件设于混合组件外周侧，加热预热装置的混合组件。混合组件的第一管道单元套于混合组件的第二管道单元外周侧。部分第一管道单元和部分第二管道单元设置成螺旋状。第一管道单元与供水组件、第二管道单元连通。第二管道单元与供油组件连通。反应装置的反应组件与混合组件连通。反应装置的第二加热组件加热反应组件。回收装置的冷凝组件与反应组件、回收装置的回收组件连通。这样就解决了如何优化燃油与水混合效果的问题。
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公开(公告)号：CN117401167A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311698142.5
申请日：2023-12-12
摘要： 本申请涉及一种飞机的电力系统模态切换方法及装置，飞机的涡轮基组合循环发动机启动从涡轮状态切换至冲压状态后，飞机进入第二供能模式；根据冲压涡轮的转速和第二汇流条的实时电压，确定飞机是否从第二供能模式切换至第三供能模式；当飞机处于第三供能模式时，根据第一汇流条的实时电压，确定飞机是否从第三供能模式切换至第四供能模式；当飞机进入第四供能模式的时长等于预设响应时间间隔值时，飞机从第四供能模式切换至第五供能模式；根据第一汇流条的实时电压、第二汇流条的实时电压、第三汇流条的实时电压，确定飞机是否从第五供能模式切换至第六供能模式。本申请实现了不影响飞机的负载正常工作的前提下飞机的能量源的平稳切换。
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