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公开(公告)号：CN107013334A
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201710086436.0
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法，解决宽范围非轴对称双燃烧室超燃冲压发动机进气的技术难题。该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能，解决与涡轮发动机接力困难的难题。
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公开(公告)号：CN115434826B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202211014755.8
申请日：2022-08-23
摘要： 本发明公开了一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，包括：支板，沿其走向自上而下开设有进气孔，进气孔自上而下依次为相互连通的混合段、延伸段、缩聚段、输送段，喷注器用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板的进气孔，引射火箭本体，其上开设有燃气孔，用于燃气进入引射火箭本体引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧；本发明可以在主发动机外部生成燃气，然后通过支板内部导入至发动机内部流道中的火箭内，最后进行膨胀加速，从而对来流大气进行引射增压，或者在发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力。
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公开(公告)号：CN115419521B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202211014758.1
申请日：2022-08-23
摘要： 本发明公开了一种用于火箭基组合循环发动机的双组元支板火箭装置，包括：支板本体，沿其走向自上而下依次开设有火箭煤油孔、进气孔、点火线伸入孔、主燃烧室煤油孔，支板本体的上端与燃烧室的盖板固定连接，火箭本体，其内腔设置有喷注器和火花塞，其外壁开设有煤油进入孔、空气进入孔、点火线伸出孔，支板本体下段的侧壁上还开设有多个一字型排列的喷油孔，各喷油孔用于将来自主燃烧室煤油孔的煤油分散喷射在主发动机燃烧室内，使得煤油在燃气的作用下燃烧；本发明可以在火箭本体内直接生成燃气，从而不需要发动机外的燃气发生器来生成燃气，不仅替换了燃气发生器，从而减小发动机所占空间，降低发动机的结构质量。
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公开(公告)号：CN110886668A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911253715.7
申请日：2019-12-09
申请人： 北京动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种引射火箭除冰灭火系统。该系统将火箭冲压组合发动机技术应用至除冰、灭火场景，提供了一种高效、便捷的除冰、灭火系统解决方案。该系统中引气罩、引射火箭燃烧室和喷管顺序连接，燃料储箱和氧化剂储箱通过供给管路系统连接引射火箭燃烧室中的火箭；引气罩设计为喇叭口形状，喷管为收缩段。
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公开(公告)号：CN107013334B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201710086436.0
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法，解决宽范围非轴对称双燃烧室超燃冲压发动机进气的技术难题。该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能，解决与涡轮发动机接力困难的难题。
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公开(公告)号：CN107013367A
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201710086643.6
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN110886668B
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN201911253715.7
申请日：2019-12-09
申请人： 北京动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种引射火箭除冰灭火系统。该系统将火箭冲压组合发动机技术应用至除冰、灭火场景，提供了一种高效、便捷的除冰、灭火系统解决方案。该系统中引气罩、引射火箭燃烧室和喷管顺序连接，燃料储箱和氧化剂储箱通过供给管路系统连接引射火箭燃烧室中的火箭；引气罩设计为喇叭口形状，喷管为收缩段。
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公开(公告)号：CN107013368B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201710087008.X
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN107013368A
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201710087008.X
申请日：2017-02-17
摘要： 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN115419521A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202211014758.1
申请日：2022-08-23
摘要： 本发明公开了一种用于火箭基组合循环发动机的双组元支板火箭装置，包括：支板本体，沿其走向自上而下依次开设有火箭煤油孔、进气孔、点火线伸入孔、主燃烧室煤油孔，支板本体的上端与燃烧室的盖板固定连接，火箭本体，其内腔设置有喷注器和火花塞，其外壁开设有煤油进入孔、空气进入孔、点火线伸出孔，支板本体下段的侧壁上还开设有多个一字型排列的喷油孔，各喷油孔用于将来自主燃烧室煤油孔的煤油分散喷射在主发动机燃烧室内，使得煤油在燃气的作用下燃烧；本发明可以在火箭本体内直接生成燃气，从而不需要发动机外的燃气发生器来生成燃气，不仅替换了燃气发生器，从而减小发动机所占空间，降低发动机的结构质量。
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