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[发明专利]采用塞式喷管的斜爆震发动机-CN202210322943.0有效
发明人：滕宏辉;刘帅;杨鹏飞;郗雪辰;刘思远 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2022-03-29 - 公布日： 2023-10-17 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种采用塞式喷管的斜爆震发动机，包括：中心锥体和套于中心锥体外的壳体，中心锥体包括前体、中部体和后体，中部体的侧壁与后体的侧壁之间的夹角为扩张拐角，扩张拐角的顶点位于第一位置和第二位置之间。通过设置扩张拐角位于第一位置和第二位置之间，保证斜爆震发动机产生稳定的推力，避免产生的膨胀波扇与诱导区接触使得诱导区长度延长导致无法起爆的问题，还能避免斜爆震波在中心锥体发生马赫反射导致爆震波无法正常驻定的问题。
采用喷管斜爆震发动机

[发明专利]一种超声速爆震稳定自持的边界抽吸控制方法-CN201810627038.X有效
发明人：蔡晓东;梁剑寒;林志勇;刘世杰;陈伟强 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2018-06-19 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明提出了一种超声速爆震稳定自持的边界抽吸控制方法，该方法中的超燃冲压发动机包括进气道、隔离段、燃烧室和超声速喷管，在其燃烧室内布置有供热射流管内热射流喷出的热射流孔，在热射流孔的前、后方燃烧室的内壁上开设有若干抽吸孔，所有抽吸孔均通过管路与一抽吸泵联通；采用热射流进行超声速气流中的爆震其爆时，通过抽吸泵以及抽吸孔采用抽吸的方式对燃烧室内边界层的气流进行抽吸，同时喷入热射流实现爆震起爆。本发明在爆震起爆时，开启抽吸泵，通过抽吸孔抽吸燃烧室内边界层低速区域的气流，抑制了起爆爆震波和边界层相互作用发生燃烧波前传，消除了边界层对爆震波的起爆的影响，使得爆震波能够在燃烧室中实现动态稳定传播。
一种超声速稳定自持边界抽吸控制方法

[发明专利]一种适用于宽速域超燃冲压发动机的可伸缩喷注结构-CN202310761793.8在审
发明人：张军龙;冯广俊;鲍文;彭敬辉 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-06-26 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种适用于宽速域超燃冲压发动机的可伸缩喷注结构，涉及超燃冲压发动机技术领域，包括缸体和喷油支杆，缸体的侧壁开设有燃油口，喷油支杆包括第一组件和第二组件，第一组件与缸体滑动且密封连接，第一组件将缸体分为油压空腔和装配空腔，燃油口与油压空腔连通，油压空腔用于盛放燃油，装配空腔与燃烧室连通，第二组件位于装配空腔中，且第二组件能够伸入至燃烧室中，喷油支杆中设置有内流道，第二组件中开设有喷油孔，内流道的一端与油压空腔连通，内流道的另一端与喷油孔连通。本发明的适用于宽速域超燃冲压发动机的可伸缩喷注结构为定几何宽速域超燃冲压发动机燃油供给提供了解决方案，为高超声速飞行器宽速域飞行奠定了基础。
一种适用于宽速域超燃冲压发动机伸缩结构

[发明专利]一种适用于超燃冲压发动机的支板内嵌式等离子点火器-CN202310735343.1在审
发明人：扈鹏飞;杨弋;齐伟呈;张军龙 -专利权人：中国航空研究院
申请日： 2023-06-21 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开一种适用于超燃冲压发动机的支板内嵌式等离子点火器，涉及超燃冲压发动机技术领域，包括支板主体，支板主体上设置有燃油主流道、氧气主流道和内嵌通道；燃油主流道的侧壁上设置有多个燃油喷孔；氧气主流道与内嵌通道相连通，内嵌通道内设置有阳极芯；内嵌通道朝向燃烧室的一端设置有可拆卸式头部，可拆卸式头部上设置有多个连通孔。支板主体的外部连接有圆形轴对称高超声速燃烧室。本发明中的适用于超燃冲压发动机的支板内嵌式等离子点火器，综合了稳燃支板和等离子点火器的优势，具有绝缘性好、部分稳燃的特点，能够保证轴对称超声速燃烧室稳定点火。
一种适用于冲压发动机支板内嵌式等离子点火器

[发明专利]一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法-CN202310211883.X在审
发明人：曾宏刚;杨祖强;李堃;齐伟呈 -专利权人：中国航空研究院
申请日： 2023-03-07 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本申请属于飞行控制技术领域，为一种高超声速飞行器发动机冷热态飞行控制方法，先根据高超声速飞行器飞行特性，进行高超声速飞行器纵向、横侧向线性化建模，而后在高超声速飞行器每个独立的工作点均设计对应的控制器，根据各控制器分别建立超燃冲压发动机点火前的高超声速飞行器线性化控制模型和超燃冲压发动机点火后的高超声速飞行器线性化控制模型；由于每个工作点的控制参数均与对应的控制器相匹配，在发动机的状态发生变化时，通过先调用对应状态的控制器，而后用控制器控制发动机的舵面，即可实现该状态与对应控制参数的匹配，从而应对发动机冷热态带来飞行器气动参数的较大变化，避免控制参数与飞行器气动模式失配，保证高超声速飞行器的姿态平稳和飞行安全。
一种高超声速飞行器发动机冷热飞行控制方法

[实用新型]液体碳氢燃料裂解气携流固体燃料的混合燃料供给装置-CN202320176579.1有效
发明人：章思龙;左婧滢;郭玉杰;韦健飞;李欣;鲍文;秦江 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-02-10 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本实用新型涉及冲压发动机技术领域，具体涉及液体碳氢燃料裂解气携流固体燃料的混合燃料供给装置，包括用于大分子液体碳氢燃料推动的柱塞泵、用于大分子液体碳氢燃料裂解的再生冷却通道和对固体燃料进行携流掺混的燃料供给装置，所述燃料供给装置包含燃料贮室，燃料贮室内滑动安装有用于固体燃料推动的活塞，燃料贮室连通有集气仓，集气仓远离燃料贮室的一端安装有掺混管，本装置利用掺混管能够为混合燃料提供掺混空间，提高燃料均匀性。
液体碳氢燃料裂解气固体燃料混合供给装置

[发明专利]液体碳氢燃料裂解气携流固体燃料的混合燃料供给装置-CN202310094666.7在审
发明人：章思龙;左婧滢;郭玉杰;韦健飞;李欣;鲍文;秦江 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2023-02-10 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明涉及冲压发动机技术领域，具体涉及液体碳氢燃料裂解气携流固体燃料的混合燃料供给装置，燃料供给装置包含燃料贮室，燃料贮室内滑动安装有用于固体燃料推动的活塞，燃料贮室连通有集气仓，本装置设置了集气仓，大分子碳氢燃料裂解气通过三个进气孔进入周向集气室，周向集气室内设有导流圆台，裂解气通过导流圆台和出气挡板之间的狭缝沿径向向心对固体燃料进行剪切流动，剪切流动有效的实现了对固体燃料的携带和掺混，本装置设置了裂解气的进气狭缝，狭缝由导流台和挡板组成，狭缝距离较小，即使少量的裂解气通过狭缝依然具有较大的速度对固体燃料进行剪切携流。
液体碳氢燃料裂解气固体燃料混合供给装置

[发明专利]一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法-CN202310022538.1在审
发明人：赵武;白露露;张凯;于淼;郭鑫;李鑫年;薛浩 -专利权人：四川大学
申请日： 2023-01-08 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机，其包括机匣，设置于机匣内的核心机，设置于核心机前端的外涵道风扇以及设置于核心机后端的加力燃烧室；核心机包括沿轴流方向依次布置的内涵道风扇、内外涵道整流风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮；机匣内部沿轴向形成进气道，经内外涵道整流风扇，将进气道划分为内涵道和外涵道。本发明通过对发动机内部结构的优化能够实现对内外涵道流量的重新分配，从而实现发动机涵道比的调节，达到航空发动机自适应调整的目的，以使飞机在不同使用阶段，实现高推力与低油耗的最佳组合效果。
一种新型自适应可变发动机调节方法

[发明专利]超音速冲压式喷气发动机和相关飞行器以及方法-CN201810734818.4有效
发明人： J·R·赫尔;J·A·格罗斯尼克;D·尼基克;K·G·鲍克特 -专利权人：波音公司
申请日： 2018-07-06 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明的名称为超音速冲压式喷气发动机和相关飞行器以及方法。超音速冲压式喷气发动机包括收敛入口，配置为将燃料流引入燃烧室中的气流中并且燃烧该燃料空气混合物流以产生排气流的燃烧器，和配置为加速排气的扩散出口喷嘴。燃烧器包括含有至少一个电弧喷射引擎的燃料喷射系统。产生用于飞行器的推力的方法包括在收敛入口处压缩超音速进气流，将燃料流喷射到燃烧室中的气流中以产生燃料空气混合物流，点燃燃料空气混合物流以产生排气流，并且由扩散出口喷嘴排出排气流。将燃料流喷射到气流中包括以足以在燃料流与气流之间产生剪切的燃料速度喷射燃料流。
超音速冲压喷气发动机相关飞行器以及方法

[发明专利]一种基于轴向超音来流变几何风扇的宽速域冲压发动机-CN202210005349.9有效
发明人：孙士珺;刘艳明 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2022-01-05 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开的一种基于轴向超音来流变几何风扇的冲压发动机，属于冲压发动机技术领域。本发明包括进气道、轴向超音通流风扇动叶、变几何风扇静叶、前整流罩活门、后整流罩、双模态燃烧室、喷管调节机构、尾喷管。在前整流罩活门进口加装轴向超音通流风扇动叶、变几何风扇静叶。通过调整变几何风扇静叶安装角或同时调整轴向超音通流风扇动叶安装角和变几何风扇静叶安装角，使变几何风扇静叶具有轴向超音通流风扇模态、低反力度风扇模态两种模态，适应冲压发动机燃烧室对进口气流速度和压力的不同需求，改善冲压发动机低马赫数来流时推力不足的问题，拓宽冲压发动机高推力工作马赫数下限，实现涡轮发动机与冲压发动机模态转换时高推力的有效接力。
一种基于轴向超音来流变几何风扇宽速域冲压发动机

[发明专利]吸气式高超声速发动机的实时控制方法、控制系统及发动机-CN202211177447.7在审
发明人：姚照辉 -专利权人：空天推进（苏州）航空航天科技有限公司
申请日： 2022-09-26 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明属于吸气式高超声速发动机技术领域，涉及一种吸气式高超声速发动机的实时控制方法、控制系统、发动机及存储介质。控制方法包括通过外部参数计算发动机捕获的空气流量，计算发动机的燃烧室的燃油当量比，根据空气流量和燃油当量比计算燃油流量指令；首先，本发明将空气流量做为用于控制燃油流量的主要参数之一，解决了现有控制方法无法补偿大气参数不确定性对空气流量计算的影响；其次，本发明采用外部参数计算所述发动机捕获的空气流量，避免了宽马赫数工作范围下复杂的内流参数测量及计算方法，提高了空气流量计算精度，进而保证了对发动机的精确控制。
吸气高超声速发动机实时控制方法控制系统

[发明专利]一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统-CN202111193924.4有效
发明人：刘建;许梦瑶;许德泉;任蒙飞;袁运飞;席文雄;宋佳文 -专利权人：中南大学
申请日： 2021-10-13 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，属于动力装置技术领域，包括筒身管道、动力装置，动力装置内置于筒身管道内部，筒身管道的一端管道连接有进气管道，另一端连接有喷管；动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机、粉末火箭发动机和超燃冲压发动机，且进气管道内置有预冷管道，预冷管道尾端伸入筒身管道的内部将涡轮动力发动机容纳于预冷管道的内部，且预冷管道位于进气管道的部分管体内部内置有引流件，本发明充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现动力系统全流道一体化紧凑设计，实现动力系统宽范围稳定可靠工作，同时，结合各发动机的燃料不同，实现其多工质的特点。
一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统

[发明专利]一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法-CN202210656910.X在审
发明人：朱呈祥;余成;徐珂靖;汤祎麒;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2022-06-10 - 公布日： 2022-08-09 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法，涉及临近空间的超燃冲压发动机。根据设计条件和要求，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，得到满足需求的二元高超声速进气道；基于短喷管理论及最大推力喷管原理设计单边膨胀尾喷管；在进气道边界层设计引气装置，根据进气道边界层位置以及气体实际需求计算边界层引气装置的出口数量、大小、位置和角度；引出气体经由次流系统的温度模块和压力模块后用于燃烧室冷却、尾喷管生成气动喉道、机舱供气等。兼顾超声速进气道的边界层排移、燃烧室的冷却和喷管喉道面积的调节，通过设计次流系统的各模块对进气道边界层高温高压气体循环再利用，提高飞行器整体性能。
一种考虑系统吸气式超燃冲压发动机设计方法

[发明专利]一种基于两组份液体燃料混合反应的喷注系统-CN202110697198.3有效
发明人：黄小彬;盛浩强;刘洪;籍元 -专利权人：上海交通大学
申请日： 2021-06-23 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于两组份液体燃料混合反应的喷注系统，涉及超燃冲压发动机技术领域，包括喷注面板组、第一燃料控制系统和第二燃料控制系统，喷注面板组分别与第一燃料控制系统和第二燃料控制系统连接；喷注面板组被配置成使得喷注入内的第一液体燃料和第二液体燃料能够快速混合、高效反应，同时将第一液体燃料和第二液体燃料反应后释放出的高热量和生成的中间活性物质喷入燃烧室，以实现超燃冲压发动机在低马赫数(马赫数＜4.0)条件下飞行时的点火反应；第一液体燃料为含硼络合物，第二液体燃料为不饱和烃。本发明系统结构简单、安全高效，解决了超燃冲压发动机在低马赫数条件下不易着火的问题。
一种基于两组份液体燃料混合反应系统

[发明专利]一种航空发动机-CN201911039526.X有效
发明人：张涛;吴来军;于海静;温广武;覃春林;钟博;夏龙;王华涛;王春雨 -专利权人：哈尔滨工业大学（威海）
申请日： 2019-10-29 - 公布日： 2022-01-14 - 主分类号： F02K7/14 文献下载
摘要：一种航空发动机，涉及重型载荷无人机发动机领域，设有外壳体，外壳体的内壁上设有环形燃烧槽，外壳体内设有喷出口调节筒，喷出口调节筒与环形燃烧槽围成环形燃烧腔，喷出口调节筒内设有加速喷射管，加速喷射管前端部与喷出口调节筒前端部内壁固定连接；外壳体上设有与加速喷射管前端相对的喷出口挡环，环形燃烧槽前端内壁和喷出口挡环后侧壁上设有弧形导流壁，加速喷射管前端位于弧形导流壁后侧内，二者间设有环形喷出口，外壳体上设有空气吸入口，外壳体上设有燃料入口、气体入口和点火口；喷出口调节筒后部螺纹连接有定位法兰，定位法兰经螺栓与外壳体相连。本发明具有结构简单、燃烧效率高、重量轻、维护成本低等优点。
一种航空发动机

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