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[发明专利]双曲点阵夹层结构及其制备方法-CN202210301901.9有效
发明人：王江涛;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-03-25 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： B32B15/00 文献下载
摘要：本公开实施例体提供一种双曲点阵夹层结构及其制备方法，所述双曲点阵夹层结构包括：第一曲面板、第二曲面板、多个弧形芯架和多个波浪形弧形杆件；所述弧形芯架包括多个星角，相邻两个星角的对应顶角的同侧设置有第一连接卡槽，所述波浪形弧形杆件包括多个波浪角，相邻两个波浪角的对应顶角设置有与所述第一连接卡槽对应的第二连接卡槽；所述弧形芯架沿径向设置在所述第一曲面板上，所述波浪形弧形杆件沿与所述弧形芯架正交方向设置在所述第一面板上，所述弧形芯架和所述波浪形弧形杆件通过所述第一连接卡槽和所述第二连接卡槽连接固定；所述第二曲面板设置在所述弧形芯架和所述波浪形弧形杆件上。
点阵夹层结构及其制备方法

[发明专利]共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法-CN202211262752.6在审
发明人： 岳连捷;孟鑫;王立峰 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-10-15 - 公布日： 2023-03-24 - 主分类号： F02K9/74 文献下载
摘要：本发明公开了一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统和火箭燃气发生器系统，它们共用一套低压转子系统、分涵道流动系统、复燃增推系统，构成发动机的两种不同工作模式：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式；该方法包括：发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。本发明采用共用低压涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
共用低压涡轮循环火箭发动机推力实现方法

[发明专利]一种宽域冲压发动机自适应几何喉道燃烧室-CN202210004857.5有效
发明人： 岳连捷;郭升祖;张启帆;于方游;吴振杰 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-01-05 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： F23R3/42 文献下载
摘要：本申请公开了一种宽域冲压发动机自适应几何喉道燃烧室，包括依次连接的隔离段、第一扩张室、第二扩张室和尾喷管。在低中速来流马赫数条件下，通过第二扩张室内的燃料喷注系统提供燃料，并通过电火花塞点火器进行辅助点火，燃烧释热分布主要位于较大的第二扩张室，燃烧室内的燃烧流场为亚声速。在较高来流马赫数条件下，通过第一扩张室内的燃料喷注系统提供燃料，燃烧主要发生在超声速核心流中，第二扩张室内产生流动分离，大回流区与主流之间形成了虚拟的气动边界，气动边界满足超燃所需的小面积扩张比要求，主流能够直接以超声速通过自适应喉道，避免了燃料高温离解造成的性能损失，保证了超燃性能。
一种冲压发动机自适应几何喉道燃烧室

[发明专利]冠生涡轮变循环涡轮火箭发动机和发动机推力实现方法-CN202211262753.0在审
发明人： 岳连捷;孟鑫;王立峰 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-10-15 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： F02K9/74 文献下载
摘要：本发明公开了一种冠生涡轮变循环涡轮火箭发动机和发动机推力实现方法，该发动机设有两套独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统和火箭燃气发生器系统，它们共用低压转子系统，构成两种不同工作模式：混合排气涡轮风扇和空气涡轮火箭模式；该低压转子系统设有一体化但分处于内外两个涵道中的低压转子涡轮；该方法包括：发动机由飞行马赫数2.5以下至马赫数2.5以上时，由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。本发明当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
涡轮循环火箭发动机发动机推力实现方法

[发明专利]一种双模式变循环涡轮火箭发动机-CN202211262754.5在审
发明人： 岳连捷;孟鑫;王立峰 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-10-15 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： F02K9/74 文献下载
摘要：本发明公开了一种双模式变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统、火箭燃气发生器系统；它们共用一套低压转子系统；所述共用的低压转子系统包括共用低压涡轮方案、以及冠生涡轮方案；当采用共用低压涡轮方案时，共用的低压涡轮在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动；当采用冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统的主燃烧室产生的燃气流吹动低压涡轮转动，火箭燃气发生器系统的火箭燃烧室产生的燃气流吹动冠生涡轮转动；本发明共用低压涡轮方案和冠生涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
一种双模循环涡轮火箭发动机

[发明专利]自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用-CN202210966201.1在审
发明人： 岳连捷;郭升祖;陈昊 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-08-12 - 公布日： 2022-11-25 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用，该组合发动机包括进气道、燃烧室、尾喷管、小流量火箭和大流量火箭；所述进气道、燃烧室和尾喷管依次首尾连接在一起；所述小流量火箭匹配安装在所述燃烧室的组合段内；所述大流量火箭匹配安装在所述尾喷管外侧，其出气端与所述尾喷管的内腔连通；所述大流量火箭启动时，其火箭羽流能够促进所述尾喷管内气动喉道的形成；所述尾喷管在与所述大流量火箭的出气端连接的部位匹配安装有旋转调节板。本发明在燃烧室内流道和尾喷管外侧安装火箭，通过调节大流量火箭、小流量火箭与尾喷管的耦合作用来满足飞行器在引射模态与亚燃模态下加速过程中所需的高推力与有效比冲的需求。
自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法应用

[发明专利]一种超高速冲压发动机-CN202111347088.0有效
发明人：仝晓通;岳连捷;张启帆;陈昊;杨理 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-11-15 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： F02K7/12 文献下载
摘要：本发明涉及吸气式高超声速推进装置技术领域，提供了一种超高速冲压发动机，发动机本体包括依次连接的进气道、混合段、燃烧室和尾喷管，进气道上设置有第一楔面单元，混合段上设置有第二楔面单元，燃烧室上设置有用于诱导产生驻定的斜爆震波的燃烧室楔面，尾喷管上设置有尾喷管楔面，第二楔面单元上设置有用于喷出推进剂喷雾的喷孔单元，进气道边缘与混合段边缘为非水平直线；本发明减小燃料喷注器阻力，增强推进剂与空气的混合及稳定性，同时使燃料喷注高度不受限，并且避免在混合段入口附近组织爆震燃烧，从而避免爆震波与边界层干扰导致进气道不起动，不需要设置边界层抽吸装置，在保证发动机本体结构强度的同时可有效降低飞行器结构重量。
一种超高速冲压发动机

[发明专利]一种风洞实验用蓄热加热器的测控方法-CN202110987251.3有效
发明人：高占彪;顾洪斌;黄河激;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明属于航空航天地面试验设备技术领域，针对现有技术中存在的试验设备的安全性低的技术问题，本发明公开了一种风洞实验用蓄热加热器的测控方法，具体包括如下步骤：开始；开启排烟系统和排污系统，关闭冷空气进气阀，打开工质供应系统；开启燃气器点火器供气过程，并判断各自是否达到预设压力；接通电源并判断点火器压力是否达到预设值；开启燃烧器主火焰工作过程；判断火焰检测仪是否报警，并进入相应步骤；再次判断点火器压力是否达到预设值，或进入重启点火器步骤；开启蓄热燃烧器调工况阶段；依次关闭排烟系统、排污系统，打开冷空气进气阀；结束。其能够实现蓄热加热器自动化运行，提高了系统的可靠性、安全性，降低了偶发事件的可能性。
一种风洞实验蓄热加热器测控方法

[发明专利]一种风洞实验蓄热加热器用工质供应系统及构造方法-CN202110987931.5有效
发明人：高占彪;李东霞;顾洪斌;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： G01M9/02 文献下载
摘要：本发明属于航空航天地面试验设备技术领域，针对现有技术中存在的导致蓄热罐体结构强度下降的技术问题，本发明的目的在于提供一种风洞实验蓄热加热器用工质供应系统及构造方法，天然气点路和空气点路分别与点火器相连接，通过天然气点路和空气点路控制点火器点火；天然气主路、空气主路、氧气补充路分别与主燃烧器相连接，通过天然气主路和空气主路调节宽范围流量，通过氧气补充路提供高温大流量时的氧气补充；冷却空气路与冷却燃烧器相连接；通过压力传感器测量点火器总压，通过火焰检测仪检测燃烧器主火焰。本发明能够实现量程内流量无级调节的功能，避免了因加热温升过快而导致陶瓷材料损坏的可能，以及加热局部过热带来蓄热罐体结构强度下降的风险。
一种风洞实验蓄热加热器用工质供应系统构造方法

[发明专利]一种风洞试验用高压气体流量控制装置-CN202110987879.3有效
发明人：高占彪;孟东东;张旭;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明属于高超声速地面试验技术领域，针对现有技术中存在的测量精度较低的技术问题，本发明的目的在于提供一种风洞试验用高压气体流量控制装置，依次包括后过渡段、喷嘴转接段、稳流腔体、前过渡段，所述后过渡段的前端与下游压力管道连接，所述喷嘴转接段安装音速喷嘴，音速喷嘴的前后两端分别设置密封垫，通过螺母压帽将音速喷嘴与后过渡段卡紧，所述喷嘴转接段、稳流腔体和前过渡段依次连接。提高了测量精度和准确性，适用范围更换广；避免了安装时音速喷嘴与稳流腔体不同心所造成不必要的误差数据。提高了流量计安装精度；其结构简单、重复性好、流动压力损失小，易于更换，扩宽了测量范围。
一种风洞试验高压气体流量控制装置

[发明专利]一种可调喷雾模式的变流量液体燃料针栓喷注器-CN202111073477.9有效
发明人：何成明;罗苇航;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-09-14 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本发明属于液体火箭推进设备技术领域，针对传统液体针栓喷注器在小流量范围时雾化特性很差以及对轴向环缝厚度调节精度困难的技术问题，本发明公开一种可调喷雾模式的变流量液体燃料针栓喷注器，针栓杆的底部侧壁上贯穿内流道开设圆周阵列的喷注孔；集液腔外壳和轴向滑动套筒在径向的距离构成了轴向环缝喷注口；通过控制轴向滑动套筒的轴向滑动和滑块的径向滑动实现对圆周阵列的喷注孔和轴向环缝喷注口面积的同步调节。该发明提出随流量变化而可变的燃料喷注模式，即在大流量时采用径向孔/轴向环缝型喷注形式，而在小流量时采用径向孔/轴向孔喷注形式，从而改善了喷注的局部动量比，保证喷注器在变流量整个区间内的优化喷雾特性。
一种可调喷雾模式流量液体燃料针栓喷注器

[发明专利]一种旋流辅助雾化且旋流度可调的气/液针栓喷注器-CN202111073479.8有效
发明人：何成明;罗苇航;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-09-14 - 公布日： 2022-07-05 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本发明属于火箭推进设备技术领域，针对传统气/液针栓喷注器存在的喷雾特性差以及实现合适的动量比和喷雾锥角的调节比较复杂的技术问题，本发明公开一种旋流辅助雾化且旋流度可调的气/液针栓喷注器，包括针栓杆、内套筒和外套筒，所述内套筒和外套筒分别设置轴向流道，通过分配内套筒和外套筒各自的流量，控制气相旋流度；实现两种推进剂在碰撞时的动量比和喷雾锥角的调节。轴向气体采用旋流喷注，通过气相旋流形成的中心气核低压区，将部分径向液体射流吸入外套筒，促进射流根部的破碎，实现气体辅助雾化，可改善喷雾特性。
一种辅助雾化旋流度可调液针栓喷注器

[发明专利]一种风洞实验用蓄热加热器的测控装置-CN202110987891.4有效
发明人：高占彪;顾洪斌;黄河激;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明属于航空航天地面试验设备技术领域，针对现有技术中存在的人工调节难以对应突发状况，降低了试验设备的安全性的技术问题，本发明公开了一种风洞实验用蓄热加热器的测控装置，安装在蓄热加热器上，工作于蓄热式纯净空气风洞的预加热阶段，包括工质供应系统、燃烧器、蓄热本体、冷空气进气阀、排烟系统、排污系统，所述蓄热本体竖直安装在蓄热井支撑架上，燃烧器通过法兰连接安装在蓄热本体顶部，工质供应系统的各条供气管路通过高温软管与燃烧器接口连接；所述的冷空气进气阀、排烟系统、排污系统安装在蓄热本体下部。本发明能够实现蓄热加热器自动化运行，为风洞的安全运行提供技术保障，提高了系统的可靠性、安全性，降低了偶发事件的可能性。
一种风洞实验蓄热加热器测控装置

[发明专利]直连实验平台及测量冲压发动机推力的方法-CN202110249294.1有效
发明人：陈昊;罗苇航;李桢;岳连捷;孟东东;高占彪 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-03-08 - 公布日： 2022-05-24 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明公开一种直连实验平台以及测量冲压发动机推力的方法，直连实验平台包括基座以及引射段；基座设于引射段入口端的前方，用于固定待测发动机模型，基座上设有推力传感器，以测量发动机模型产生的推力；引射段用于对待测发动机模型进行引射，引射段上设有压力传感器，以测量引射段内的压力；其中，待测发动机模型的出口端伸入引射段的入口端内形成悬空对接，待测发动机模型的外壁与引射段的内壁之间形成气路通道，气路通道用于在直连试验过程中吸入外部大气，并在引射段的入口端形成气膜。方法采用直连实验平台进行测量，本发明提供的直连实验平台可以有效解决引射装置的冷却问题，且该引射装置不会对发动机的推力测量产生干扰。
实验平台测量冲压发动机推力方法

[发明专利]一种风洞实验用阀连接装置-CN202110987905.2有效
发明人：高占彪;崔政坤;岳连捷 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-08-26 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： F16L21/08 文献下载
摘要：本发明属于风洞实验设备技术领域，针对现有技术中存在的连接方式对连接管道形成弯曲力矩造成管道变形或法兰密封失效，导致高温高压气体泄漏的技术问题，本发明的目的在于提供一种风洞实验用阀连接装置，设置有托举装置，托举装置包括法兰卡箍、弹性支撑机构和滑动底座，所述滑动底座的下端固定在地面上，滑动底座的上端连接弹性支撑机构，弹性支撑机构的顶端设置为法兰卡箍，通过法兰卡箍套设在高温阀的连接管道上将高温阀法兰锁紧。该装置可以大大降低预热时蓄热加热器纵向延伸或阀体自重对连接管道形成弯曲力矩，避免了卡箍处法兰泄漏的可能性，大大提高了安全性。
一种风洞实验连接装置

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