[实用新型]一种金属和水反应的涡流燃烧装置有效

专利信息
申请号: 201420346451.6 申请日: 2014-06-25
公开(公告)号: CN203925779U 公开(公告)日: 2014-11-05
发明(设计)人: 刘平安;赵怡;苗成林 申请(专利权)人: 哈尔滨工程大学
主分类号: F02K7/10 分类号: F02K7/10
代理公司: 暂无信息 代理人: 暂无信息
地址: 150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区*** 国省代码: 黑龙江;23
权利要求书: 查看更多 说明书: 查看更多
摘要: 实用新型提供的是一种金属和水反应的涡流燃烧装置,包括燃烧室,燃烧室的上部分是圆环形容器、下部分是圆锥形容器,所述圆环形容器包括外壁、内壁、连接内壁与外壁的上盖和内壁包围的底盖,圆环形容器外壁设置金属喷嘴,圆环形容器内壁设置水喷嘴,水喷嘴的位置与金属喷嘴的位置相对应,圆锥形容器的上部与圆环形容器的外壁下端对接,圆锥形容器的底部与喷管连接。本实用新型结构简单、可靠,可以克服金属表面形成致密氧化膜而影响燃烧的缺点,可以通过涡流的剪切力持续减小融化的金属液滴直径,使未反应的金属表面暴露出来并与水反应,以使金属和水反应能够稳定持续进行,提高金属的燃烧效率。
搜索关键词: 一种 金属 反应 涡流 燃烧 装置
【主权项】:
一种金属和水反应的涡流燃烧装置,其特征在于:包括燃烧室,燃烧室的上部分是圆环形容器、下部分是圆锥形容器,所述圆环形容器包括外壁、内壁、连接内壁与外壁的上盖和内壁包围的底盖,圆环形容器外壁设置金属喷嘴,圆环形容器内壁设置水喷嘴,水喷嘴的位置与金属喷嘴的位置相对应,圆锥形容器的上部与圆环形容器的外壁下端对接,圆锥形容器的底部与喷管连接。
下载完整专利技术内容需要扣除积分,VIP会员可以免费下载。

该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息,商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于哈尔滨工程大学,未经哈尔滨工程大学许可,擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作,请联系【客服

本文链接:http://www.vipzhuanli.com/patent/201420346451.6/,转载请声明来源钻瓜专利网。

同类专利
  • 一种基于固体推进的跨介质冲压发动机-201811185845.7
  • 黄利亚;夏智勋;曹向宇;陈显河;陈斌斌 - 中国人民解放军国防科技大学
  • 2018-10-11 - 2019-11-01 - F02K7/10
  • 本发明涉及一种基于固体推进的跨介质冲压发动机。流道均匀布置在燃气发生器的外部圆周上,流道与燃气发生器一体化设计,既保证发动机正常工作,又保证燃气发生器的流线外形。流道挡板由挡板驱动电机驱动,控制上下流道挡板闭合开启,从而切换进气和进水模式。本发明采用并联式流道实现跨介质冲压发动机进气道与进水道一体化,通过控制粉末供应装置的起动、关机、及运动速度,可实现燃料的输送、停止、及流量控制,从而更好的实现粉末燃料的可控供应,满足不同模态和推力调节时的燃气流量需求。
  • 冲压发动机火焰稳定装置-201811054052.1
  • 谭建国;吕良;陈春浩;张冬冬;李浩;王浩;刘瑶;姚霄 - 中国人民解放军国防科技大学
  • 2018-09-11 - 2019-08-27 - F02K7/10
  • 一种冲压发动机火焰稳定装置,包括离心式燃油喷嘴、直流式燃油喷嘴、火焰稳定基座以及空气旋流器,所述火焰稳定基座整体呈环形,在火焰稳定基座的内部空间中布置有多个空气旋流器,空气旋流器之间以及空气旋流器与火焰稳定基座之间通过支撑框连接固定,离心式燃油喷嘴与空气旋流器的数量相同且分别对应设置在一空气旋流器上,直流式燃油喷嘴与空气旋流器的数量相同,直流式燃油喷嘴设置在火焰稳定基座上且在火焰稳定基座的环形方向上与空气旋流器位置是相互交错设置的。本发明在冲压发动机燃烧室头部形成局部旋流,该旋流的中心涡能有效稳定火焰,旋流燃气再点燃顺流的混合空气。本其具有流动阻力小、稳焰范围宽、热防护容易的优点。
  • 增压冲压发动机及飞行器-201910444046.5
  • 谢昌松 - 谢昌松
  • 2019-05-27 - 2019-07-19 - F02K7/10
  • 本发明公开了增压冲压发动机及飞行器,涉及发动机技术领域。本发明提供的增压冲压发动机包括燃烧室部件和喷管,燃烧室部件具有燃烧室,喷管与燃烧室部件连接并与燃烧室连通,增压冲压发动机还包括增压组件,增压组件包括内机匣、外机匣、电机和风扇叶片,内机匣安装于外机匣内,且内机匣与外机匣之间形成气流通道,气流通道与燃烧室连通,气流通道具有气流进口,电机安装于内机匣内,风扇叶片靠近气流进口设置并与电机传动连接。本发明还提供一种包括增压冲压发动机的飞行器。本发明提供的增压冲压发动机及飞行器具有结构简单、成本低廉的特点,而且还能够在低速运行,解决了现有冲压发动机不能低速起动的问题。
  • 航空煤油等压二级电加热装置-201822045278.7
  • 杨恺;潘余;王宁 - 中国人民解放军国防科技大学
  • 2018-12-06 - 2019-07-16 - F02K7/10
  • 本实用新型公开了一种航空煤油等压二级电加热装置,包括:一级加热构件和二级加热段,一级加热构件包括加热活塞腔和活塞杆,活塞杆的一端容纳安装于加热活塞腔中,活塞杆在加热活塞腔中沿加热活塞腔横向轴滑动;加热活塞腔与二级加热段的一端管路连通;航空煤油在一级加热构件中升温后,由活塞杆恒压推进二级加热段中继续加热。该装置将煤油加热分为两级进行,在相同的安全技术条件下,使得煤油的加热能力大幅提升。
  • 一种带预压缩式装置的高超声速进气道-201910174712.8
  • 范晓樯;陈镜帆;蒙泽威;王翼;谭建国 - 中国人民解放军国防科技大学
  • 2019-03-08 - 2019-06-18 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种带预压缩式装置的高超声速进气道,包括进气道本体,所述进气道本体上设有与其一体成型的预压缩部,所述进气道本体包括一体成型的前体、内压缩段以及唇罩,所述内压缩段外观呈柱状且其内设有连通其前后两端面的内压缩流道,唇罩位于内压缩段前端的内压缩流道进气口上方,所述前体上设有倾斜的进气道压缩面且位于内压缩段前端的内压缩流道进气口下方,所述预压缩部设置为凸包结构且位于唇罩下方的进气道压缩面上。所述带预压缩式装置的高超声速进气道有效对气流进行进一步的压缩,提高气流经过进气道是的压缩效果,提高进气道整体的压缩性能,因而能为燃烧室提供高品质来流,提高飞行器的推力效果,实用性高。
  • 隔离段横向支板磁控放电装置及其对隔离段流动控制方法-201810909805.6
  • 郑博睿;刘雄;葛畅;柯熙政 - 西安理工大学
  • 2018-08-10 - 2019-06-18 - F02K7/10
  • 本发明公开的隔离段横向支板磁控放电装置,包括横向支板、放电电极及永磁体;横向支板两侧固定在隔离段两端的侧板上,在横向支板的下表面及隔离段底板的上表面沿流向均布置有成对的放电电极;永磁体设置在隔离段底板内部,永磁体安装在隔离段底板内部的放电电极的下方。本发明装置的控制方法首先,通过数值模拟,预估进气道底板附近的低能流动区域的厚度,以该厚度为隔离段横向支板的前缘安装高度,在隔离段安装横向支板,横向支板两侧固定在隔离段两端的侧板上,然后在横向支板内部和底板内部沿流向布置成对的放电电极,在底板内部,放电电极的下方安装永磁体,最后,磁控装置在燃烧室点火以后开始工作。
  • 一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法-201810956232.2
  • 郑博睿;刘雄;葛畅;柯熙政 - 西安理工大学
  • 2018-08-21 - 2019-06-18 - F02K7/10
  • 本发明公开的一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法,具体步骤如下:步骤1,根据空气动力理论模型分析结果,提出分离区自持指数Si;步骤2,应用公式1.1对进气道启动过程中的分离区自持状态的自持指数Si进行计算;步骤3,应用得到Si值对启动过程中,不同不启动状态下,对高超进气道不启动状态分离区的自持能力进行定量分析。本发明通过提出分离区自持指数这一动态的定量评价参数,解决了识别和判断真实粘性条件下分离区失稳临界状态的问题。
  • 一种大尺寸冲压发动机内点火器的布局方法-201711001839.7
  • 唐井峰;孟繁星;李寄;于达仁 - 哈尔滨工业大学
  • 2017-10-24 - 2019-04-16 - F02K7/10
  • 一种大尺寸冲压发动机内点火器的布局方法。本发明的目的是为了解决现有点火方法只能在贴近发动机壁面的点火,无法应用到大尺寸冲压发动机燃烧的问题。本发明方法为:点火器有效点火直径测试、针网布局:发动机燃烧室内设置有多个点火器,按照壅塞比小于15%设置点火器的位置;在发动机横截面上,相邻两个点火器的中心距为(0.7‑1.3)D,且相邻的三个点火器呈正三角形布置。本发明提供的大尺度燃烧室中的点火器的布局方法,通过合理地设计点火器的位置,实现大尺寸发动机内点火燃烧效率的提升,高效利用主流区进气。本发明应用于发动机领域。
  • 航空煤油等压二级电加热装置-201811488579.5
  • 杨恺;潘余;王宁 - 中国人民解放军国防科技大学
  • 2018-12-06 - 2019-03-01 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种航空煤油等压二级电加热装置,包括:一级加热构件和二级加热段,一级加热构件包括加热活塞腔和活塞杆,活塞杆的一端容纳安装于加热活塞腔中,活塞杆在加热活塞腔中沿加热活塞腔横向轴滑动;加热活塞腔与二级加热段的一端管路连通;航空煤油在一级加热构件中升温后,由活塞杆恒压推进二级加热段中继续加热。该装置将煤油加热分为两级进行,在相同的安全技术条件下,使得煤油的加热能力大幅提升。
  • 一种喉径可调的冲压发动机喷管-201811527833.8
  • 许军民;付莉莉;黄雪刚;杨磊;杨立博;任加万;梁俊龙 - 西安航天动力研究所
  • 2018-12-13 - 2019-02-19 - F02K7/10
  • 本发明涉及一种发动机喷管,针对现有活塞式作动筒驱动机构及刚性连接杆占用空间大,导致冲压发动机的空间尺寸难以进一步缩小的不足,提供一种喉径可调的冲压发动机喷管。喷管包括喷管壳体、固定收敛段、可调收敛段、可调扩张段和固定扩张段;可调收敛段包括多个可调收敛片,可调扩张段包括多个可调扩张片;喷管壳体内壁沿周向均匀分布多个齿轮链条机构,齿轮链条机构包括驱动装置、驱动齿轮和链条;驱动装置固定安装在喷管壳体内壁;驱动齿轮设置在驱动装置的输出端,驱动齿轮的轴线与喷管壳体的轴线垂直;链条搭设在驱动齿轮上并与驱动齿轮啮合;链条的一端与可调收敛段的可调收敛片固连,另一端与可调扩张段的可调扩张片固连。
  • 循环冲压发动机-201710464780.9
  • 季永宽;季金桥 - 季永宽
  • 2017-06-19 - 2019-01-01 - F02K7/10
  • 一种循环冲压发动机,该发动机设有增压式燃烧室,增压式燃烧室的输入端设有用于提供空气的进气道和压气机,增压式燃烧室输出端设有用于动力输出的冲压轴,冲压轴与压气机的机轴连接;所述增压式燃烧室的内壁上设有若干条用于高压燃气输出的螺旋式增压轨道,冲压轴上设有若干螺旋式冲压叶片,冲压叶片之间形成有与高压燃气配合的螺旋式冲压轨道。本发明是提供的循环冲压发动机设计合理、极大了提高了高压燃气的利用效率,减少了燃料产生的热能的直接排放损耗,提高了发动机的效率。
  • 内燃型自起动冲压喷气发动机-201810970903.0
  • 李治国;李天佐;李天时 - 李治国
  • 2018-08-24 - 2018-12-28 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种内燃型自起动冲压喷气发动机。本发明的前级和后级的形状相同,都是由球体前管和椎体尾管组成,前级的椎体尾管进入后级的球体前管,前级是内燃型自起动冲压发动机主体,后级是无源推力提升器,相当于大涵道风扇;前级发动机壳体内安装甲醇气化器,甲醇气化器的燃烧室内贴壁缠绕盘管,管路A的一端与高压醇泵相连接,管路A的另一端与盘管一端连接,盘管的另一端连接管路D,管路D的末端出口为甲醇高压喷嘴B,管路D的初始端安装阀门V,与甲醇高压喷嘴相邻设置防风火炬群,防风火炬群由六枚火炬组成,火炬的火焰朝向分别为:前、后、上、下、左、右。本发明结构简单无比,没有燃气涡轮,没有压气机,没有风扇,工艺至为简单。
  • 一种基于火箭组合发动机的空天推进系统-201810779138.4
  • 王旭;胡苗苗;张泽雄;严凡;杨晓燕;张陈斌;史彧铭;陈丽麟;黄凯 - 南昌航空大学
  • 2018-07-16 - 2018-12-18 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种基于火箭组合发动机的空天推进系统,空天推进系统包括前部的进气道、中间的涵道压气机和尾部的燃烧室;包括:进气道、涵道压气机、燃烧室;其中进气道包括两部分:变面积式进气口和预冷热交换器;变面积式进气口包括:壳体,尖锥,导流板。本发明设计的吸气式火箭发动机能够通过涡轮压气机与火箭发动机及冲压发动机相结合,在大气层飞行时使用大气中的氧气,而在大气层外采用火箭发动机。使得其高度不受限制,初速度不受限制,且能将性能大大提升,降低起飞质量,从而减少制造与发射成本。
  • 旋转式冲压喷气发动机-201710346220.3
  • 马春敏 - 马春敏
  • 2017-05-17 - 2018-12-07 - F02K7/10
  • 空气由进气道7进入压气机,压气机旋转将空气压缩后,进入中空转轴2,通过进气孔6进入燃烧室,与喷油嘴5喷出的燃料混合燃烧,产生的高温高压气流推动涡轮4旋转,涡轮通过中空转轴带动压气机旋转。
  • 一种基于爆震燃烧的超燃冲压发动机-201710259537.3
  • 蔡晓东;梁剑寒;林志勇;刘世杰;陈伟强 - 中国人民解放军国防科学技术大学
  • 2017-04-20 - 2018-06-05 - F02K7/10
  • 一种基于爆震燃烧的超燃冲压发动机,包括进气道、燃烧室,所述发动机的进气道为一次直线压缩设计;所述进气道的上游壁面上开设有燃料喷注孔,所述发动机的燃烧室后方布置有起爆装置,所述起爆装置包括热射流氧化剂管道以及携带有射流燃料的热射流装置,所述热射流氧化剂管道的入口设置在进气道的上游且其位置位于所有燃料喷注孔之上,热射流氧化剂管道的出口连接热射流装置,同热射流装置里面携带的燃料进行混合点火,实现热射流生成。相比于传统超燃冲压发动机,基于爆震燃烧的超燃冲压发动机结构简化、热力循环效率高,并且能量释放速率快,经试验测试基于爆震燃烧的发动机推力性能可比现有基于等压燃烧的发动机高30%以上。
  • 一种可稳定点火器末端火焰的液体冲压发动机点火装置-201610730239.3
  • 袁一超;封锋;邓寒玉;孔上峰;陈斌彬 - 南京理工大学
  • 2016-08-26 - 2018-04-03 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种可稳定点火器末端火焰的液体冲压发动机的点火装置,包括点火器、供油通道、供气通道、前壳体、中壳体、连接环、后壳体、紧固塞、扩张管和火焰稳定器,前壳体和中壳体固连,中壳体和后壳体通过连接环固连,点火器设置在中壳体和后壳体的连接处,壳体的分段设计便于点火器的安装,紧固塞一端卡在连接环和中壳体之间,另一端卡在点火器上,对点火器起到固定作用,供油通道过中壳体外壁,伸入壳体内,与点火器固连,供气通道过中壳体外壁,伸入壳体内,与点火器固连,扩张管与点火器固连,火焰稳定器与后壳体固连。本发明能够保证高速气流条件下冲压发动机点火器末端形成不易熄灭的先锋火炬,此火炬用以引燃主燃烧室中的油气混合物,使发动机正常工作。
  • 一种超燃冲压发动机-201610679386.2
  • 张宇杰;刘卫东 - 中国人民解放军国防科学技术大学
  • 2016-08-17 - 2018-03-09 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种超燃冲压发动机,包括发动机主体,还包括均设置于发动机主体壁面上的涡流发生器和喷孔,其中涡流发生器为具有坡面的三角翼辅助件,坡面朝向超声速来流的方向,坡面的高度小于超声速来流的边界层的高度;喷孔设置于涡流发生器的下流向位置。本发明所提供的超燃冲压发动机中的涡流发生器的高度小于超声速来流的边界层的高度,因此,涡流发生器总是浸没在边界层中,相比起尺寸大的斜坡,可以减小主流流动的损失,实现壁面喷注燃料在短时间短距离内进入主流。另外,上述涡流发生器的制作简单,成本较低。
  • 超燃冲压发动机液氮冷却系统-201510433952.7
  • 朱晓威;赵竞全;朱磊 - 北京航空航天大学
  • 2015-07-22 - 2018-01-30 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种新型超燃冲压发动机液氮冷却系统。所述液氮系统通过热结构与超燃发动机相结合,主要包括液氮供应装置、高压气源生成装置、发动机套管式换热面板、高压集气室和可动喷管。液氮系统主要执行三方面的任务(1)解决超燃发动机的散热问题;(2)作为二级动力装置,辅助高超飞行器进行加速及姿态控制;(3)为舱室环境控制和防火等子系统提供低温高压氮气。液氮作为低温制冷剂,具备强大的热沉能力,可以对发动机壁面进行充分冷却,而且液氮冷却过程不存在化学裂解,相对于传统的再生冷却更易实现,而且系统的可靠性和安全性更高。同时,超燃发动机壁面的超高热流会使液氮充分地相变和膨胀,为飞行器提供高效的辅助动力。
  • 一种发动机燃烧模态识别方法-201610338067.5
  • 杨庆春 - 杨庆春
  • 2016-05-23 - 2017-12-01 - F02K7/10
  • 本发明的主要目的在于提供一种发动机燃烧模态识别方法,以解决现有技术中对超燃冲压发动机的燃烧模态进行识别的操作较为复杂,难以实现的问题,该方法包括在飞行器处于不同飞行马赫数的情况下,确定由于超燃冲压发动机燃烧模态转换引起发动机的隔离段出口出现负熵区间时隔离段出口的临界压力值,其中,临界压力值包括发动机由超燃模态向亚燃模态转换时隔离段出口的压力值,以及发动机由亚燃模态向超燃模态转换时隔离段出口的压力值;计算燃烧模态转换的裕度δ,当计算出的δ>0时,发动机处于超燃模态;当计算出的δ<0时,发动机处于亚燃模态,该方案与现有技术相比,降低了操作的复杂度,同时提高了燃烧模态识别的可靠性。
  • 一种用于液体冲压发动机的预先雾化点火装置-201610410216.4
  • 袁一超;封锋;邓寒玉;曹钦柳;孔上峰;陈斌彬 - 南京理工大学
  • 2016-06-13 - 2017-09-15 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种用于液体冲压发动机的预先雾化点火装置,包括点火器、供油管、供气管、前壳体、后壳体、火焰筒、扩张管、火焰稳定器和直喷式喷嘴,前壳体和后壳体固连,后壳体和火焰筒固连,直喷式喷嘴设置在前壳体前段,点火器设置在前壳体和后壳体的连接处,便于点火器的安装,供油管穿过前壳体外壁,伸入前壳体内,与点火器固连,供气管过前壳体外壁,伸入前壳体内,与点火器固连,扩张管与点火器固连,火焰稳定器与扩展管固连。本发明能够保证高速气流条件下冲压发动机内形成不易熄灭的先锋火炬,且可以从火焰筒壁孔喷射出多组小火炬,此火炬用以引燃主燃烧室中的油气混合物,使发动机正常工作。
  • 一种基于液体燃料混合含能材料粉末提升推力的冲压发动机-201710310138.5
  • 张晓源;陈宏;张仕忠;俞鸿儒 - 中国科学院力学研究所
  • 2017-05-05 - 2017-06-23 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种基于液体燃料混合含能材料粉末提升推力的冲压发动机,其特征在于,包括进气道(1)、燃料喷嘴环(2)、火焰稳定器(3)、火焰筒(4)、尾喷管(5)、燃烧室(6)、含能材料粉末与液体燃料混合室(7)。本发明通过在冲压发动机的液体燃料中添加金属铍Be、镁Mg、铝Al、硼B、碳C、B4C等含能材料中的一种或多种的混合,使冲压发动机燃料燃烧后的高温燃烧产物,与所加入的含能材料粉末继续发生氧化还原反应,释放热量,对发动机燃气的做功能力起到补充的作用,从而增大冲压发动机推力,实现吸气式高超声速飞行。
  • 流化粉末推进剂的超燃冲压发动机-201710201379.6
  • 迟雪;白玉冰;卞云龙;赵益达;赵淋清;张焘;高靖;韩磊 - 内蒙动力机械研究所
  • 2017-03-30 - 2017-06-20 - F02K7/10
  • 本发明涉及一种流化粉末推进剂的超燃冲压发动机,包括外壳和进气道中心体,外壳包裹的内腔分成进气道、燃烧室和喷管三部分;进气道中心体内嵌推进剂贮箱,进气道中心体上开孔形成收敛通道,收敛通道将进气道与推进剂贮箱相连;进气道中心体末端收敛通道作为粉末状的固体推进剂的喷射口,推进剂贮箱与喷射口之间设有预混室,在喷射口上沿环向布置火花塞;推进剂贮箱末端装有流量调节装置。本发明结构简单紧凑,质量较轻,可靠性高,克服了固体推进剂不可多次启动以及流量不可调的困难,同时充分利用来流气体,提高了推进剂的密度和总冲量,提高了发动机比冲,提高了燃烧效率。
  • 冲压撞击流发动机-201510003841.2
  • 靳北彪 - 摩尔动力(北京)技术股份有限公司
  • 2015-01-06 - 2017-05-10 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种冲压撞击流发动机,包括进气道、腔体和燃烧室,所述燃烧室设置在所述腔体内;在所述腔体的壁上和/或所述腔体内设置两个以上所述燃烧室为喷射总体指向,且至少两个喷射流相互撞击的喷管;所述喷管的工质入口与所述进气道的工质高压区连通。本发明所公开的冲压撞击流发动机结构简单、效率高、成本低。
  • 一种飞机发动机-201510449210.3
  • 杨义华;杨雪静;杨济东 - 杨义华
  • 2015-07-28 - 2017-04-26 - F02K7/10
  • 一种飞机发动机由一套供气管、供油管、旋转喷气控制阀、喷气导管、转向喷头;四套供气控制阀、供油控制阀、喷气加速器组成。旋转喷气控制阀位于中心,包括旋转轴和固定套,旋转轴在固定套内密封旋转,旋转轴的中心是燃烧喷气旋转导管,该导管底部为90度弯头,弯头在旋转时能依次连接各组喷气加速器燃烧室,燃烧喷气旋转导管的外侧是一次、二次降温旋转喷气导管,底部均有90度弯头随旋转依次与各组喷气加速器相连,将其产生高速喷气经、旋转喷气控制阀、喷气导管、转向喷头喷出。
  • 一种带有脉动燃烧室的冲压发动机-201510594267.2
  • 周润东;梅瑞斌;华阳;郑念祖 - 东北大学
  • 2015-09-17 - 2017-03-01 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种带有脉动燃烧室的冲压发动机,属于发动机技术领域,包括脉动燃烧室、环绕在脉动燃烧室周围的冲压燃烧室、分别与所述脉动燃烧室和冲压燃烧室前端连接的进气道以及分别与脉动燃烧室和冲压燃烧室尾部连接的喷管;所述脉动燃烧室还包括单向阀,所述单向阀通过固定筋将脉动燃烧室同轴固定于冲压燃烧室内部;所述冲压燃烧室还包括钻有多孔的火焰稳定器,所述火焰稳定器一端与脉动燃烧室外壁连接,另一端与喷管连接,固定在冲压燃烧室中。本发明继承了冲压发动机本身简单、成本低的特点,同时解决了冲压发动机不能从静止启动的问题,相对传统的涡轮喷气冲压发动机更加廉价、简单,可广泛为无人飞行器提供高速、廉价的动力。
  • 超燃冲压发动机水冷装置-201620515421.2
  • 苏艳;夏有财;顾晨轩;王辉 - 南京航空航天大学
  • 2016-05-31 - 2017-02-15 - F02K7/10
  • 本实用新型提供了一种超燃冲压发动机水冷装置,包括储水箱、超燃冲压发动机、冷却通道、雾化喷嘴、水汽尾喷管、高压水蒸气箱、第一管道和第二管道,其中,超燃冲压发动机侧外壁面上设置有两端封闭的冷却通道,冷却通道的两端分别设置有雾化喷嘴,两个雾化喷嘴通过第二管道与储水箱相连;冷却通道中部通过第一管道连接到高压水蒸气箱,高压水蒸气箱上开有水汽尾喷管。本实用新型能有效利用超燃冲压发动机多余热量,产生辅助推力,结构简单,且安全性高。
  • 空天喷气发动机和垂直起降空天发动机-201510153377.5
  • 黄笳唐;陈俊安;曹宝花 - 黄笳唐;陈俊安;曹宝花
  • 2015-03-31 - 2016-10-12 - F02K7/10
  • 本申请公开了一种空天喷气发动机和垂直起降空天发动机。首先发明创造了高、低压压缩器和前、后(N)级压缩阵应用结构设计技术。使发动机的前、后(N)级获得压缩比分别达10-80范围可调,热效率达30-80%可调,热气流速度400m/s-3km/s可调。二是发明创造了二级大容积亚燃烧室的应用结构设计技术。燃料被加热、雾化、气化后的亚燃气体全部聚集于二个亚燃烧室,采用高、低压压缩器其中任何一种压缩器的高温高压高速气体作用到二(N)级亚燃烧室去激励、催化、裂解亚燃烧室中聚集的亚燃气体,亚燃气体得到初步获得膨胀,使亚燃烧室产生300-700度超临界极限燃烧温度、1-80kg/cm2的可调压力,给制造各种不同用途的发动机创造了条件。三是大容积混合加力燃烧机术。四是三合一喷管设计技术。五是热机动力压缩和不对外部空间排废气技术。
  • 一种超燃冲压发动机-201620243542.6
  • 杨庆春;章思龙 - 杨庆春
  • 2016-03-29 - 2016-09-14 - F02K7/10
  • 本实用新型提供一种超燃冲压发动机,用于解决目前几何可变超然冲压发动机可变型面结构复杂的问题,包括:发动机下壁面、发动机上壁面和发动机的两个侧壁面;上壁面包括:发动机隔离段上壁面、燃烧室上壁面和喷管上壁面,燃烧室上壁面和喷管上壁面通过第一轴承构成一个平面转动副,燃烧室上壁面与发动机隔离段上壁面通过第二轴承连接,发动机隔离段上壁面固定不动,燃烧室上壁面可绕发动机隔离段上壁面旋转;喷管上壁面的外边缘与驱动装置相连,驱动装置用于产生使第一轴承向下壁面方向运动的推力,使燃烧室上壁面与隔离段上壁面的延长线形成第一夹角。该发动机结构简单,燃烧室扩张角和喷管扩张角可以调整,且可变型面的调节机制更加简便。
  • 超燃冲压发动机水冷装置及其工作方法-201610375984.0
  • 苏艳;夏有财;顾晨轩;王辉 - 南京航空航天大学
  • 2016-05-31 - 2016-08-24 - F02K7/10
  • 本发明提供了一种超燃冲压发动机水冷装置及其工作方法,超燃冲压发动机水冷装置包括储水箱、超燃冲压发动机、冷却通道、雾化喷嘴、水汽尾喷管、高压水蒸气箱、第一管道和第二管道,其中,超燃冲压发动机侧外壁面上设置有两端封闭的冷却通道,冷却通道的两端分别设置有雾化喷嘴,两个雾化喷嘴通过第二管道与储水箱相连;冷却通道中部通过第一管道连接到高压水蒸气箱,高压水蒸气箱上开有水汽尾喷管。本发明能有效利用超燃冲压发动机多余热量,产生辅助推力,结构简单,且安全性高。
  • 一种喷气发电式发动机及燃料多次循环利用的发动机-201510024272.X
  • 王小水 - 王小水
  • 2015-01-19 - 2016-08-24 - F02K7/10
  • 本发明公开了一种喷气发电式发动机,包括外壳体、内锥体、喷油阀、点火器、驱动电机、吸气风扇、电动液压器、双向液压缸、支架、可移动外壳、离子流体发电装置及水箱,一种燃料多次循环的发动机,包括至少两台喷气发电式发动机,燃料多次循环的发动机还包括有支架、供油管、供水管、热交换器、斜面叶片、起步电机、动力输出轴、支撑轴及转子。本发明在不降低冲压发动机输出功率前提下,一方面有效的降低了冲压发动机运行的工作条件,另一方面极大的提高了冲压发动机运行燃料利用率,降低了燃料损耗,从而实现冲压发动机为普通运输车辆及船舶等地面运输工具提高大功率动力输出的目的,有助冲压发动机技术的推广及普及。
专利分类
×

专利文献下载

说明:

1、专利原文基于中国国家知识产权局专利说明书;

2、支持发明专利 、实用新型专利、外观设计专利(升级中);

3、专利数据每周两次同步更新,支持Adobe PDF格式;

4、内容包括专利技术的结构示意图流程工艺图技术构造图

5、已全新升级为极速版,下载速度显著提升!欢迎使用!

请您登陆后,进行下载,点击【登陆】 【注册】

关于我们 寻求报道 投稿须知 广告合作 版权声明 网站地图 友情链接 企业标识 联系我们

钻瓜专利网在线咨询

400-8765-105周一至周五 9:00-18:00

咨询在线客服咨询在线客服
tel code back_top