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[发明专利]一种高超声速飞行器及其推进系统-CN201811492403.7有效
发明人： 陈懋章;李欢;邹正平 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-12-07 - 公布日： 2020-12-22 - 主分类号： F02C3/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超声速飞行器推进系统，包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端转动轴，和架撑介质涡轮的后端转动轴，二者之间设置有控制二者连接或断开的离合机构。还包括当高于飞行状态设定值时，连接离合机构，并控制燃气涡轮流道关闭，和低于飞行状态设定值时，离合机构断开，并控制燃气涡轮流道开启的控制装置。还包括与介质涡轮连通，并在离合机构连接时，驱动介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。将转动轴设置为分段控制结构，并在转动轴不同连接状态下控制燃气涡轮和介质涡轮工作状态的切换，预冷闭式循环系统仅在高马赫数在进行工作，提高经济性，优化了高超声速飞行器的运行性能。本发明还提供了一种高超声速飞行器。
一种高超声速飞行器及其推进系统

[发明专利]基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统-CN201711203230.8有效
发明人：邹正平;王一帆;梁科;陈懋章 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-11-27 - 公布日： 2020-05-05 - 主分类号： F02C7/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于冷却剂与燃料复合冷却的强预冷飞行器推进系统，主要用于马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。在不同类型的强预冷推进系统中加入冷却剂冷却系统，并根据工作需要加入旁路冲压系统，形成冷却剂与燃料复合冷却的强预冷/冲压‑强预冷组合循环，从而有效解决在高超声速飞行时由于来流气流热量大，燃料作为热沉无法完全满足冷却需求导致的燃料浪费，以及采用氢等低比体积热沉燃料带来的有限空间内携带冷却剂及燃料质量小的问题，同时冷却剂也可以对燃烧室、尾喷管等高温部件进行冷却。本发明可以有效提升预冷发动机的性能及扩展其速域范围，为飞行马赫数为0～6范围内的高速飞行器提供高效可靠的动力。
基于冷却剂燃料复合冷却预冷飞行器推进系统

[发明专利]高速飞行器及涡喷发动机-CN201810744376.1在审
发明人： 陈懋章;李欢;梁科;邹正平 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-07-09 - 公布日： 2018-11-23 - 主分类号： F02C3/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种涡喷发动机，涡轮轴包括顺序架撑核心压气机和燃气涡轮的前端涡轮轴，和架撑介质涡轮的后端涡轮轴，前端涡轮轴和后端涡轮轴之间设置有控制二者连接或断开的离合机构。还包括当高于飞行状态设定值时，连接离合机构，并控制燃气涡轮封闭，和低于飞行状态设定值时，离合机构断开，并控制燃气涡轮开启的控制装置。还包括与介质涡轮连通，并在离合机构连接时，驱动介质涡轮做功的预冷闭式循环系统。通过将涡轮轴设置为分段控制结构，并在涡轮轴不同连接状态下控制燃气涡轮和介质涡轮工作状态的切换，预冷闭式循环系统仅在高马赫数在进行工作，提高经济性，优化了高速飞行器的运行性能。本发明还提供了一种高速飞行器。
涡轮轴离合机构燃气涡轮高速飞行器涡轮闭式循环系统涡喷发动机飞行状态预冷断开分段控制结构高马赫数控制装置连接状态驱动介质涡轮做功运行性能压气机连通封闭优化

[发明专利]一种换热器的不确定性设计方法-CN201510627599.6有效
发明人：邹正平;陈懋章;武翼飞;刘火星 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2015-09-28 - 公布日： 2017-12-12 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：一种换热器的不确定性设计方法，对换热器设计中涉及各项不确定因素的影响大小进行敏感性分析；可以考虑包括物理模型、气动热力参数、几何尺寸偏差、加工误差、装配精度等诸多方面不确定因素带来的影响；既可以计算单一不确定因素的影响，也可以计算多种不确定因素产生的综合影响；可以根据实际需求，只找出其中的主要影响因素以减小计算量；同时考虑各主要影响因素，进行不确定性计算；建立换热器设计的置信度与换热面积的定量关系。所设计换热器既避免了在实际工作过程中的性能不达标，又尽可能减少换热器带来的重量的增加，有效节约了成本。既满足了航空航天领域对换热器性能的高要求，又能广泛应用在其它各领域中。
一种换热器不确定性设计方法

[发明专利]一种涡轮增压器级间换热方法-CN201410314348.8在审
发明人：刘火星;陈懋章;邹正平;李鹏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-11-12 - 主分类号： F02B29/04 文献下载
摘要：一种涡轮增压器级间换热方法，在两级涡轮增压器级间采用超临界微小尺度换热器对涡轮增压器级间的空气进行冷却；空气通过第一级涡轮增压器压缩，压缩后的空气被超临界微小尺度换热器冷却后，再经过第二级涡轮增压器压缩，压缩后的空气流向气缸；超临界微小尺度换热器包括换热元件和两种工质，两种工质中的一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限；本发明具有换热效率高，响应速度快的特点，同时结合微小尺度孔，单位体积换热面积大的优势，实现微小尺度流动换热，最终实现了超高的换热效率，同时保持了较低的重量。
一种涡轮增压器级间换热方法

[发明专利]一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮冷却方法-CN201410314322.3有效
发明人： 陈懋章;邹正平;刘火星;丁超 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-10-22 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种基于多孔介质和超临界状态流体循环的先进涡轮叶片冷却方法，通过在涡轮叶片内的冷却通道中填充多孔介质材料来增大有效换热面积，其有效换热面积取决于微观孔隙结构的形状、尺寸和排列方向；以流动阻力小、换热能力强的超临界状态流体为换热介质，使得涡轮的实际换热量相比于常规换热方式更大；可根据实际换热需求设计叶盘内的冷却通道数和叶片内的肋板数；可根据实际换热需求设计多空介质孔隙大小、形状和排列方向；叶片可通过激光快速成型技术或其它高能束快速成型技术整体加工；本发明直接快速成型，工艺简单，结构形位可设计性强。
一种基于多孔介质临界状态流体循环先进涡轮冷却方法

[发明专利]一种航空发动机的间冷或间冷回热循环布局-CN201410314336.5有效
发明人：邹正平;刘火星;陈懋章;武翼飞;唐海龙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-10-22 - 主分类号： F02C7/143 文献下载
摘要：一种航空发动机的间冷或间冷回热循环布局，包括主流流路中的布莱顿循环，还包括超临界状态流体循环，两个循环相互独立，通过微小尺度换热器耦合。使用的微小尺度换热器是一种超临界微小尺度紧凑快速换热器，换热器包括换热元件和两种工质，这两种工质通过换热元件进行换热，其特征在于：其中一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限，换热元件的尺寸属微小尺度范畴，超临界状态流体压力高于临界压力至少0.5MPa，温度高于临界温度至少200度，所述微小尺度是指基本换热单元的几何尺度不大于2毫米。本发明有效地克服了常规间冷或间冷回热循环布局的缺点，提高发动机的循环效率，降低了耗油率。
一种航空发动机间冷回热循环布局

[发明专利]一种新概念高速飞行器推进系统布局方法-CN201410314358.1有效
发明人： 陈懋章;邹正平;刘火星;付超 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-10-22 - 主分类号： F02K7/16 文献下载
摘要：一种新概念高速飞行器推进系统布局方法，在推进系统中建立两个循环，即以空气为工质的布莱顿循环和以超临界状态流体为工质的封闭循环。利用超临界微小尺度换热技术以及超临界状态流体涡轮和压气机功平衡将两个循环相耦合。通过调节相关活门，使推进系统在起飞和低速飞行时，处于涡轮风扇发动机模式，在高马赫数飞行时，处于涡轮火箭发动机模式，从而保证飞行器在亚、超声速状态下均能长时间高效巡航。所采用的超临界微小尺度换热技术可以有效降低高速飞行时压气机进口气流温度，其与封闭循环技术联合使用可以实现推进系统能量的优化分配。本发明有效地克服了已有高速飞行器推进系统的缺点，显著提高高速飞行器推进系统在Ma＝0～5范围内的工作性能。
一种新概念高速飞行器推进系统布局方法

[发明专利]一种超临界微小尺度紧凑快速换热器-CN201410313540.5有效
发明人：邹正平;陈懋章;刘火星;武翼飞 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-10-15 - 主分类号： F28D15/00 文献下载
摘要：一种超临界微小尺度紧凑快速换热器；包括换热元件和两种工质，两种工质通过换热元件进行换热，其特征在于：其中一种工质采用超临界状态流体，另一种工质不限，换热元件的尺寸属微小尺度范畴，超临界状态流体压力高于临界压力至少0.5MPa，温度高于临界温度至少200度；微小尺度是指基本换热单元的几何尺度不大于2毫米。换热器的换热面积大，响应速度快，单位体积/重量的换热量大，换热效率超高；换热器可以使用高温合金材料，能够在高温和高压下可靠工作；微小尺度通道采用微小尺度加工工艺；本发明能够实现一种超临界微小尺度紧凑快速换热器，既满足了航空航天领域的需求，又能广泛应用在其他各领域中。
一种临界微小尺度紧凑快速换热器

[发明专利]一种航空发动机主流气体换热方法-CN201410313690.6有效
发明人：刘火星;邹正平;陈懋章;李鹏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2014-07-02 - 公布日： 2014-10-15 - 主分类号： F02C7/143 文献下载
摘要：一种航空发动机主流气体换热方法，包括主流流路中的布莱顿循环，还包括超临界状态流体循环，两个循环相互独立；在压气机中，在每一级压气机叶片内部加工冷却通道并在冷却通道中填充多孔微尺度介质，使超临界冷却流体流过填充有多孔微尺度介质的冷却通道，从而实现压气机主流空气和超临界介质之间的换热。所述的超临界状态是指流体压力、温度远高于其临界压力、温度，所述微小尺度是指几何尺度是毫米或亚毫米级。本发明与之前采用换热器进行级间换热相比可以有效降低航空发动机的重量和压气机的负荷，同时能够进一步提高换热效率。
一种航空发动机主流气体方法

[发明专利]一种用于叶片式压气机中的钝尾缘结构大小叶片叶轮-CN201010603459.2无效
发明人：刘火星;陈懋章;綦蕾;于贤君;柳阳威;王洪伟 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2010-12-23 - 公布日： 2011-04-20 - 主分类号： F04D29/32 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于叶片式压气机中的钝尾缘结构大小叶片叶轮，包括大叶片、小叶片，叶轮主体，大叶片和小叶片相互间隔布置在叶轮主体上；所述大叶片、小叶片两侧的形线在末端尾缘处形成开口宽度W分别为0.4～0.8倍大叶片、小叶片的最大叶片厚度；通过曲线将大叶片与小叶片的两侧形线末端尾缘处连接，使大叶片与小叶片形成钝尾缘结构；大叶片、小叶片末端尾缘处连接的曲线高度h为0～0.8W，由此使叶片吸力面后部的局部分离显著增大。本发明的优点在于：可避免气流在叶片吸力面后部尾缘附近的分离，减小了尾迹宽度，使气流在叶片吸力面后部的局部分离小、尾缘损失小、气流转角大。且采用本发明大小叶片叶轮制成的压气机的工作效率有显著提高。
一种用于叶片压气中的钝尾缘结构大小叶轮

[发明专利]带有非全高小叶片的大小叶片叶轮及压气机-CN200710178401.6有效
发明人：王洪伟;陈懋章;刘火星;蒋浩康;刘宝杰 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2007-11-29 - 公布日： 2008-05-07 - 主分类号： F04D29/30 文献下载
摘要：本发明公开了一种带有非全高小叶片的大小叶片叶轮及压气机，在大小叶片叶轮的相邻两个大叶片之间设有小叶片，小叶片的径向高度等于大叶片的径向高度的3％－15％。小叶片的轴向弦长为大叶片的轴向弦长的30％－85％。小叶片的起始弧线与大叶片的中部弧线相同，后缘与大叶片的后缘平齐。既不影响叶片的结构和效率、又能有效抑制气流在轮毂面附近及叶片根部的二次流动。
带有高小叶片大小叶轮压气

[发明专利]应用钝尾缘的大小叶片叶轮及压气机-CN200710178404.X无效
发明人：刘宝杰;刘火星;蒋浩康;陈懋章;王洪伟 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2007-11-29 - 公布日： 2008-05-07 - 主分类号： F04D29/38 文献下载
摘要：本发明公开了一种应用钝尾缘的大小叶片叶轮及压气机，包括叶片，叶片的尾缘为钝尾缘，具体叶轮的尾缘可以是平面、弧面、梯形面等。叶片可以包括大叶片、小叶片，可以将大叶片的尾缘设计为钝尾缘；也可以将小叶片的尾缘为钝尾缘；也可以将大叶片和小叶片的尾缘均为钝尾缘。可以避免气流在叶片吸力面后部尾缘附近的分离，从而减小了尾迹宽度，使气流在叶片吸力面后部的局部分离小、尾缘损失小、气流转角大。
应用钝尾缘大小叶片叶轮压气

[发明专利]前掠大小叶片跨音叶轮及轴流压气机及斜流压气机-CN200710178402.0无效
发明人：严明;蒋浩康;王洪伟;陈懋章;刘宝杰 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2007-11-29 - 公布日： 2008-05-07 - 主分类号： F04D29/38 文献下载
摘要：本发明公开了一种前掠大小叶片跨音叶轮及轴流压气机及斜流压气机，前掠大小叶片跨音叶轮包括多个大叶片，相邻两个大叶片之间设有小叶片，小叶片的前缘位于大叶片的前缘的后部。小叶片的弦长与大叶片的弦长的比为0.3～0.85，小叶片的前缘的尖部比根部向前突出。动轮为这种前掠大小叶片跨音叶轮的轴流压气机和斜流压气机，既能有效抑制叶片吸力面的后部分离，又不影响压气机流通能力，压比和效率均比现有技术中的压气机有大幅的提高，失速裕度也有所提高。
大小叶片叶轮轴流压气

[发明专利]叶片沿周向非均匀分布的大小叶片叶轮及压气机-CN200710178403.5无效
发明人：刘火星;王洪伟;严明;陈懋章;蒋浩康 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2007-11-29 - 公布日： 2008-05-07 - 主分类号： F04D29/30 文献下载
摘要：本发明公开了一种叶片沿周向非均匀分布的大小叶片叶轮及压气机，大小叶片叶轮的大叶片沿周向非均匀分布，周向距离的变化值小于等于10％。相邻两个大叶片之间设有小叶片，小叶片距其压力面一侧相邻的大叶片的周向距离等于相邻两个大叶片之间的周向距离的25％－70％。压气机的转子为这种大小叶片叶轮时，转子叶片的尾迹对下游静子叶片产生的激振力是非严格周期性的，对下游静子的破坏性影响较小。
叶片均匀分布大小叶轮压气

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