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[发明专利]具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室-CN202210612743.9在审
发明人：王旭东;刘雨辰;王永明;肖翔;吴小飞;林建府;张勋;徐新文;王亚军 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2022-05-31 - 公布日： 2022-10-14 - 主分类号： F02C3/32 文献下载
摘要：本发明提供一种具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室，包括双层支板段前机匣、双层支板段后机匣、后涵道引射器双层机匣，后涵道引射器双层机匣内设置有第一涵道，双层支板段后机匣与后涵道引射器双层机匣之间形成第二涵道，具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室还包括后涵道引射器调节机构，设置在后涵道引射器双层机匣的入口端部，后涵道引射器调节机构能够沿气体流动方向滑动，后涵道引射器调节机构能够控制进入第一涵道的气体流量。本发明实施例能够达到对变循环发动机加力燃烧室进行控制的目的。
具有可变几何多涵道变循环加力燃烧室

[发明专利]一种变循环压缩系统性能表征方法-CN202211400892.5在审
发明人：张志博;朱丽萍;吕程;杨明绥 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-11-09 - 公布日： 2023-01-10 - 主分类号： G06F17/18 文献下载
摘要：本申请提供了一种变循环压缩系统性能表征方法，所述方法包括：构建以变循环压缩系统的换算流量为横坐标、以变循环压缩系统的可调涵道的特征参数为纵坐标的平面坐标系；在所述平面坐标系中，通过预定方式表征所述特征参数的值，从而得到基于面域特征的变循环压缩部件性能表征示意图，用以表征所述变循环压缩系统性能。本申请提供的表征方法可以直观的反映并量化评估自适应三涵道风扇/变循环双涵道压气机的喘振边界、工作点性能(流量、压比、效率)最高压比、最高效率等性能参数随第三涵道/前涵道的涵道比或涵道背压的变化规律，更容易的在调节整机性能匹配参数时寻找自适应风扇的匹配优化方向
一种循环压缩系统性能表征方法

[实用新型]一种具有双涵道变距旋翼的垂直起降固定翼飞行器-CN202020124345.9有效
发明人：周建波;周仕奇;刘清平;唐启东;周密乐;段新华 -专利权人：长沙航空职业技术学院
申请日： 2020-01-20 - 公布日： 2020-10-02 - 主分类号： B64C27/20 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种具有双涵道变距旋翼的垂直起降固定翼飞行器。包括机身、起落架、机翼、涵道动力系统、升降副翼和舵机；起落架安装在机身的尾部；机翼与机身连接；所述涵道动力系统包括涵道、旋翼、旋转电机和旋翼变距机构；涵道与机翼连接；旋翼和旋转电机设置在涵道内，旋翼和旋转电机连接；涵道与旋翼同轴设置，涵道的轴线方向与机身的轴线方向相同；旋翼变距机构与旋翼连接，用于调节旋翼的桨距角。本实用新型中，采用了旋翼变距机构，可以在不同的飞行状态下通过控制桨毂转动获得最佳桨距角，提高了电机效率，增大了飞行器的航时。
一种具有双涵道变距旋翼垂直起降固定飞行器

[发明专利]一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法-CN202111254731.5有效
发明人：莫瑞琦;朱清华;李健;刘超凡;杨超凡;龙福坤 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-10-27 - 公布日： 2022-11-04 - 主分类号： B64C27/26 文献下载
摘要：本发明公开了一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法，本发明的无人机包括：机身、鸭翼、后掠机翼、旋翼系统、前掠翼、副翼、机翼垂直起落架、下半涵道、后起落架、垂尾、方向舵、垂尾垂直起落架、前起落架、涵道伸缩机构、上半涵道。当无人机处于尾座式飞机模式时，上半涵道未收缩进下半涵道内，即为全涵道形态；当上半涵道收缩进下半涵道内时，即涵道由全涵道形态变为半涵道形态；本发明实现了在垂直飞行模式与固定翼飞机模式之间自由切换，同时兼备了尾座式无人机的可垂直起降，停机面积小的优点，本发明的全涵道变半涵道设计使涵道在整个飞行过程中可以根据飞行需求改变模式，解决了涵道固有的倾转后升力浪费问题。
一种变涵道尾座式高速无人机及其工作方法

[发明专利]一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型-CN202310795200.X在审
发明人：赵胜丰;姚利盼;罗乔丹;韩戈;阳诚武;卢新根 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： F02K3/06 文献下载
摘要：本发明提出了一种基于双风扇结构的中等变涵道比涡扇发动机构型，具体涉及一种带进口可调叶片的双风扇与可调喷管的涡扇发动机结构，通过采用双风扇结构，设置低压风扇和高压风扇，分别进气并增压，这有利于扩大涵道比调节范围和减小单级风扇的工作变化幅度；通过设置可变分流锥和高压风扇进口可调叶片，并通过控制其角度实现外涵流道和内涵流道的流量比例调节，实现不同的涵道比，这是实现中等变涵道比的关键所在；通过设置第二涵道，将部分内涵流道流量引入外涵流道，这进一步增大了涵道比调节范围，有利于实现3～6范围内的中等变涵道比，本发明具有涵道比调节范围大、高空爬升能力强、高空巡航耗油率低的优点，适用于高空长航时无人机的动力需求。
一种基于风扇结构中等变涵道发动机构型

[发明专利]一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法-CN201910235779.8有效
发明人：屠宝锋;胡骏;严伟;李俊;郭晋 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-03-27 - 公布日： 2021-02-26 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法，首先提出了在变循环发动机模式变换过程中用于评估调节结构进出口流量动态变化的计算模型，然后在分析变循环发动机模式变换时，计算模式变换活门的角度、前可变面积涵道引射器的开度、后可变面积涵道引射器的开度与流量之间的函数关系。本发明实现了涡喷/涡扇变循环发动机进行单涵道涡喷循环、双外涵大涵道比涡扇循环和单外涵小涵道比涡扇循环等工作模式动态变换时发动机稳定裕度变化的计算。
一种评估模式变换涡扇变循环发动机稳定影响计算方法

[发明专利]一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型-CN202210637969.4在审
发明人：丁水汀;刘传凯;王家俊;邱天 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-06-07 - 公布日： 2022-07-22 - 主分类号： F02K3/065 文献下载
摘要：本发明公开一种基于多涵道进气级间燃烧室的变循环发动机构型，该发动机具有三个外涵道，三个燃烧室。其中双变燃烧室位于低压涡轮前，第一外涵机匣末端与双变燃烧室外壳之间安装模式选择阀，调节模式选择阀的开闭状态可以改变联通双变燃烧室的涵道。涡扇模式下，气流经前、后风扇、核心风扇、高压压气机进行压缩，主流道与第一外涵的气体可以进入双变燃烧室，第二外涵的气体直接进入加力燃烧室；通过模式选择阀的切换，在涡喷模式下，气流只经过前、后风扇进行压缩，核心机处于风车状态，第二外涵的气体不再进入加力燃烧室，而是进入双变燃烧室，此时增压比、涵道比都大幅下降，支撑发动机实现高马赫飞行。
一种基于多涵道进气级间燃烧室循环发动机构型

[发明专利]尾部主动变距涵道推进无人飞行器-CN202210443762.3在审
发明人：尚玲玲;王向军;王军丽 -专利权人：西安泽盛航空科技有限公司
申请日： 2022-04-26 - 公布日： 2022-09-02 - 主分类号： B64C11/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种尾部主动变距涵道推进无人飞行器，涉及无人飞行器技术领域，解决了现有技术中存在的无人飞行机运动模式单一的技术问题。该装置包括机身、尾部涵道装置、机翼和驱动装置，其中，尾部涵道装置与机身的尾部相连接，机身的侧壁与机翼可拆卸连接且机翼靠近尾部涵道装置，驱动装置安装在机身内且驱动装置的输出轴与尾部涵道装置相连接；尾部涵道装置包括变距螺旋桨机构、转向机构和壳体，壳体与机身相连接，变距螺旋桨机构位于壳体内且驱动装置的输出轴与变距螺旋桨机构相连接，驱动装置能驱动变距螺旋桨机构转动，转向机构安装在壳体内且转向机构和机身分别位于变距螺旋桨机构的两侧，
尾部主动变距涵道推进无人飞行器

[实用新型]一种具有四涵道变距旋翼的垂直起降固定翼飞行器-CN202020128124.9有效
发明人：周建波;唐启东;刘清平;周密乐;段新华;刘文刚 -专利权人：长沙航空职业技术学院
申请日： 2020-01-20 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： B64C29/02 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种具有四涵道变距旋翼的垂直起降固定翼飞行器。包括机身、起落架、机翼和涵道动力系统；起落架安装在机身的尾部；机翼与机身连接；涵道动力系统设置四组，包括涵道、旋翼、旋转电机和旋翼变距机构；涵道与机翼连接；旋翼和旋转电机设置在涵道内，旋翼和旋转电机连接；涵道与旋翼同轴设置，涵道的轴线方向与机身的轴线方向相同；旋翼变距机构与旋翼连接，用于调节旋翼的桨距角。采用了旋翼变距机构，可以调节旋翼的桨距角，提高了电机效率，增大了飞行器的航时。
一种具有四涵道变距旋翼垂直起降固定飞行器

[发明专利]一种变循环压缩系统试验匹配特性建模方法-CN202211401355.2在审
发明人：张志博;朱丽萍;吕程 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-11-09 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种变循环压缩系统试验匹配特性建模方法，包括：建立变循环压缩系统的气动性能面域特征图，气动性能面域特征图横坐标为变循环压缩系统的换算流量，纵坐标为涵道比或无量纲涵道背压；在气动性能面域特征图中提取出关键要素曲线；在气动性能面域特征图中确定需要分析的涵道比或涵道无量纲背压范围；在涵道比或涵道无量纲背压范围内，沿着特征参数固定条件提取若干条的涵道比或无量纲背压不变时从堵点至喘点的压气机或风扇气动性能特性曲线；提取每条压气机或风扇气动性能特性曲线的工作点特性参数、喘点特性参数以及喘振裕度；分别建立工作点特性参数、喘点特性参数以及喘振裕度随着涵道比或涵道无量纲背压的变化曲线，并进行拟合。
一种循环压缩系统试验匹配特性建模方法

[发明专利]基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统-CN202210797474.8在审
发明人：郭京辉;张启冬;林贵平 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-07-06 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： F02C7/141 文献下载
摘要：本申请公开了一种基于第三流和燃油热沉的自适应飞发一体化热管理系统，主要用于超声速飞行器，系统包括闭式空气循环子系统、燃油热管理子系统和三涵道变循环发动机子系统；三涵道变循环发动机子系统具有三涵道、双涵道和单涵道工作模式当飞行马赫数低于1.5时，三涵道变循环发动机子系统开启第三涵道，通过第三涵道散热器冷却机载电子设备热载荷和高温回油，并将多余热沉能力存储于蓄冷油箱中；当飞行马赫数高于1.5时，第三涵道关闭，采用蓄冷油箱内低温燃油作为热沉本申请充分利用第三涵道低温空气热沉能力及燃油蓄热能力，实现时空自适应的飞发一体化热管理，有效提升不同飞行模式下热管理系统的冷却性能。
基于三流燃油自适应一体化管理系统

[发明专利]尾部单涵道推进无人飞行器-CN202210365765.X在审
发明人：尚玲玲;王向军;王军丽 -专利权人：西安泽盛航空科技有限公司
申请日： 2022-04-08 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B64C9/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种尾部单涵道推进无人飞行器，涉及无人飞行器技术领域，解决了现有技术中存在的无人飞行机运动模式单一的技术问题。该装置包括机身、尾部涵道装置、机翼和驱动装置，其中，尾部涵道装置与机身的尾部相连接，机身的侧壁与机翼可拆卸连接且机翼靠近尾部涵道装置，驱动装置安装在机身内且驱动装置的输出轴与尾部涵道装置相连接；尾部涵道装置包括变距螺旋桨机构、转向机构和壳体，壳体与机身相连接，变距螺旋桨机构位于壳体内且驱动装置的输出轴与变距螺旋桨机构相连接，驱动装置能驱动变距螺旋桨机构转动，转向机构安装在壳体内且转向机构和机身分别位于变距螺旋桨机构的两侧，
尾部单涵道推进无人飞行器

[发明专利]尾座式垂直起降无人机-CN202211334577.7在审
发明人：雷良;安国琛;顾村锋;顾龙飞;张继;张迪 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2022-10-28 - 公布日： 2022-12-27 - 主分类号： B64C29/00 文献下载
摘要：所述尾座式垂直起降无人机，包括机身、机翼、连接组件以及涵道螺旋桨变推力系统；所述涵道螺旋桨变推力系统位于所述机身尾部，且通过所述连接组件与所述机身连接；所述涵道螺旋桨变推力系统用于产生无人机飞行所需的推力所述涵道螺旋桨变推力系统包括涵道、支架、供能件、动力组件与方向调节件；本发明采用通过将涵道螺旋桨变推力系统设置在机身的尾部，实现尾座式设计，能够实现垂直起降高速无人机具有垂直起降功能，因此不需要起降跑道
尾座式垂直起降无人机

[发明专利]双涵道风扇混合排气试验装置设计方法-CN202210519103.3在审
发明人：邓熙;王永明;黄萍;郭倩;姚若鹏;吴东;雷鹏;周铮 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2022-05-12 - 公布日： 2022-09-06 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明提供一种双涵道风扇混合排气试验装置设计方法，包括以下步骤：步骤一、确定中介机匣的出口轴向位置、混合排气的轴向长度及混合排气的出口径向高度；步骤二、通过步骤一的结果，确定混合排气内涵流道形状；步骤三、根据步骤二中混合排气内涵流道形状，根据扩张比确定内涵外流道的形状；步骤四、根据模式选择阀的出口延伸形状确定混合排气外流道的形状及内涵与外涵混合交点。本发明能实现双涵道风扇变涵道比试验的性能测量，提升风扇部件在变涵道比工况的总性能测量，对变循环整机试验研究具有重要的指导意义。
双涵道风扇混合排气试验装置设计方法

[发明专利]一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机及其控制方法-CN202111142035.5在审
发明人：马亚如;顾程;徐鹏;王石柱 -专利权人：上海尚实能源科技有限公司
申请日： 2021-09-28 - 公布日： 2021-12-28 - 主分类号： F02K3/075 文献下载
摘要：本发明属于航空动力技术领域，公开了一种由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机及其控制方法，航空发动机包括内涵道、外涵道、风扇、设置于内涵道内的增压级、高压压气机、燃烧室、高压涡轮以及低压涡轮，高压涡轮通过高压轴驱动高压压气机，低压涡轮通过低压轴驱动风扇，风扇用于向外涵道以及内涵道送风，还包括电机，电机被配置为驱动增压级，增压级用于向内涵道送风。本发明提供的由电机带转增压级实现变涵道比的航空发动机，通过设置电机直接驱动增压级向内涵道送风，省去了传统变涵道发动机在控制涵道比改变过程中复杂的调节机构，有效简化航空发动机整机控制系统繁杂的操作过程，也提升了整机的可靠性与安全性
一种电机增压实现变涵道航空发动机及其控制方法

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