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公开(公告)号：CN113882967B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202111304119.4
申请日：2021-11-05
摘要： 本发明提供了一种应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统，涉及发动机技术领域。应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统包括凝胶燃料供应装置、气助雾化喷注器及冲压发动机；凝胶燃料供应装置可供应凝胶燃料；气助雾化喷注器设置于冲压发动机及与凝胶燃料供应装置连接，气助雾化喷注器可向冲压发动机的燃烧室内喷注雾化的凝胶燃料；气助雾化喷注器内设有燃料流道及气体流道，燃料流道与凝胶燃料供应装置连通，气体流道用于接入高速气流，燃料流道的出料端及气体流道的出气端均与气助雾化喷注器的喷射嘴连通。本发明提供的应用含固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统可以使凝胶燃料喷注的压力控制在合理的范围内，并实现高效雾化。
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公开(公告)号：CN109850167B
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN201910186694.5
申请日：2019-03-13
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： B64D37/00
摘要： 本发明提供了一种双向通油活门及其设计方法，包括壳体、堵头、套筒、弹簧、弹簧支架，套筒安装在壳体内，堵头通过弹簧支架与套筒内的弹簧连接，双向通油活门通过壳体安装在燃料箱分箱之间的输油管路上。飞行器燃料箱供油时，燃料箱内燃油从双向通油活门一端进入、另一端流出，堵头能够沿着套筒向进口或出口方向移动。当飞行器具有较大的正向或负向加速度时，进口端或出口端的堵头运动至壳体进口或出口的密封位置，封闭该侧管路，实现液柱隔断，将燃料液柱产生的压力隔断为几部分，从而减小了燃料箱的设计压力，降低了燃料箱的重量，提高了飞行器的总体性能，扩展了液体燃料飞行器的使用范围，有广泛的应用前景。
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公开(公告)号：CN108298097B
公开(公告)日：2020-09-22
申请号：CN201710277800.1
申请日：2017-04-25
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供一种小尺度强化换热结构，可作为高超声速飞行器尖端前缘或进气道溢流口部位使用，包括蒙皮、高导热结构、强化换热微结构以及进出口结构，通过高导热结构将局部热斑区域热流进行三维均匀扩散，同时通过强化换热微结构控制冷却介质的流动、换热和裂解过程，在溢流口区域或尖端前缘区域完成充分热交换。本发明提供的强化换热结构，其结构简单，工作可靠，成本低廉，能够完成传统主动冷却技术无法完成的任务，并拓宽传统主动冷却技术的工作边界。
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公开(公告)号：CN111379839A
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201811611652.3
申请日：2018-12-27
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提出一种凸轮及设计方法，包括双波峰波谷凸轮曲面和中部圆形凸台，其特征在于：所述的双波峰波谷凸轮曲面形状曲面光滑连续，圆柱滚轮沿凸轮面运动的轨迹曲线、轴向速度曲线和轴向加速度曲线处处连续可导。本发明的凸轮曲面采用滚轮运动轨迹曲线、轴向速度曲线、轴向加速度曲线处处连续可导的设计，在泵运转时不存在柔性冲击，大幅减小泵的振动和噪声，提高泵工作的可靠性，解决了现有二维活塞输油泵运转时存在柔性冲击、工作不平稳的问题。
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公开(公告)号：CN109460626B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN201811487836.3
申请日：2018-12-06
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及冲压发动机技术领域，公开了一种冲压发动机性能参数计算方法。该方法包括：针对进气道进行三维CFD数值模拟计算获得进气道阻力Finlet、流量及非均匀的进气道出口截面参数；基于流量及非均匀的进气道出口截面参数获得出口总压Pt；基于流量、出口总压Pt及总温通过一维守恒计算获得进气道出口相关参数；通过燃烧室一维性能计算方法，基于进气道出口相关参数、预定燃油流量mf和预定喷注位置、预定分配比例计算燃烧室推力Fcom和燃烧室出口相关参数；采用三维CFD数值模拟方法基于燃烧室出口相关参数计算尾喷管推力Fnozzle；基于进气道阻力Finlet、预定燃油流量mf、燃烧室推力Fcom和尾喷管推力Fnozzle计算冲压发动机整机性能参数。由此，能够准确获得发动机整机性能。
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公开(公告)号：CN111259488A
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN202010020340.6
申请日：2020-01-09
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/15
摘要： 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送至所述内置油箱，再经由所述第二油管输送至所述油泵，最后燃油通过所述油泵给发动机供燃油。应用本发明的技术方案，在主油箱内部设置内置油箱，能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。本发明可以应用于高速飞机、空天飞机等高速飞行器。
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公开(公告)号：CN111209632A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN202010020090.6
申请日：2020-01-09
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
摘要： 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗量确定内置油箱初始容积；基于主油箱结构模型和内置油箱初始容积，建立有内置油箱的主油箱传热模型；基于有内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线的最高温度、燃油目标温度和内置油箱初始容积，确定内置油箱最终容积。本发明能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。
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公开(公告)号：CN111059011A
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201911328548.8
申请日：2019-12-20
申请人： 北京空天技术研究所
摘要： 本发明提供了一种轴向柱塞泵，其包括泵壳以及设置于泵壳内的输入轴、端面凸轮和柱塞，泵壳的内侧壁上连接有至少两组相对设置的限位组件，限位组件包括两能相对泵壳转动的限位件；输入轴的第一端穿出泵壳；端面凸轮的凸轮盘夹设于各限位组件的两限位件之间，端面凸轮的第一端通过联轴器与输入轴的第二端相接；柱塞的外部套接有柱塞套，柱塞的一端连接有柱塞杆，柱塞杆与端面凸轮的第二端相接，端面凸轮能带动柱塞同步转动并能驱动柱塞相对柱塞套轴向往复移动。本发明的轴向柱塞泵，传动受力简单且零件少，有效减小了整体体积，并降低了生产成本。
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公开(公告)号：CN107747531A
公开(公告)日：2018-03-02
申请号：CN201710275241.0
申请日：2017-04-25
申请人： 北京空天技术研究所 , 浙江工业大学 , 河南航天液压气动技术有限公司
摘要： 本发明提出一种二维活塞输油泵，包括泵壳、左、右端盖、左泵芯、右泵芯、电机联轴器和中间联轴器，左右泵芯置于泵壳中并通过左右端盖限位使其与泵壳固连，左泵芯、右泵芯通过中间联轴器连接并传动。本发明特殊的传动及油路设计，使得泵体、缸体的结构优化、加工简化，减重明显，有利于泵的小型化。
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公开(公告)号：CN111259488B
公开(公告)日：2023-07-11
申请号：CN202010020340.6
申请日：2020-01-09
申请人： 北京空天技术研究所
IPC分类号： G06F30/15
摘要： 本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送至所述内置油箱，再经由所述第二油管输送至所述油泵，最后燃油通过所述油泵给发动机供燃油。应用本发明的技术方案，在主油箱内部设置内置油箱，能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。本发明可以应用于高速飞机、空天飞机等高速飞行器。
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