“热前缘”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果843411个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]基于基尼系数定量评价热采油藏蒸汽热前缘均衡性的方法-CN201910830910.5在审
发明人：王传飞;杨勇;张世明;李洪毅;吴光焕;李伟;陈明铭;王一平;王玉环;赵衍彬 -专利权人：中国石油化工股份有限公司;中国石油化工股份有限公司胜利油田分公司勘探开发研究院
申请日： 2019-09-04 - 公布日： 2020-01-17 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供一种基于基尼系数定量评价热采油藏蒸汽热前缘均衡性的方法，包括：利用热采油藏数值模拟计算注蒸汽开发温度场；将大于初始油藏温度作为蒸汽热前缘边界，并将此边界绘制于温度场图中；依次读取注汽井网格坐标和蒸汽热前缘边界所经过的数值模拟网格坐标；根据平面两点间距离公式，依次计算注汽井与蒸汽热前缘边界坐标的距离；求取注汽井与蒸汽热前缘边界最小距离；分别求取圆边界与蒸汽热前缘边界的距离；绘制圆边界与热前缘边界距离的洛伦兹曲线；求取基尼系数G。该基于基尼系数定量评价热采油藏蒸汽热前缘均衡性的方法可有效克服了传统定性评价蒸汽热前缘的缺点，实现了蒸汽热前缘均衡性的定量评价。
蒸汽热前缘定量评价均衡性热采油注汽井数值模拟网格坐标温度场两点间距离公式绘制注蒸汽开发边界距离边界坐标依次读取最小距离热前缘油藏定性

[发明专利]一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置-CN202011626992.0有效
发明人：许考;董林鹤;林国胜;谢旭;欧东斌 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-30 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：本发明涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置；该舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，包括舵基板、舵轴、舵体骨架和舵前缘，舵轴依次穿过舵基板和舵体骨架后与舵前缘连接，舵前缘固定在舵体骨架上，舵基板包括基板本体和基板液冷装置；舵前缘包括前缘本体和前缘液冷装置，前缘液冷装置设置在前缘本体内；本发明提供的一种舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置，该用于舵轴电弧风洞热密封试验舵前缘和舵基板的液冷装置能够在舵轴电弧风洞热密封试验中防止舵前缘和舵基板的烧蚀，提高舵前缘和舵基板在实验过程中的可靠性。
一种电弧风洞密封试验前缘舵基板装置

[发明专利]一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构-CN202110370908.1在审
发明人：沈斌贤;李强;刘骁;葛强;周述光 -专利权人：中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所
申请日： 2021-04-07 - 公布日： 2021-05-07 - 主分类号： B64C1/40 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构，包括机身、与机身连接的前缘体，所述前缘体外覆盖有热解炭化材料层，所述前缘体内连接有冷却腔，所述冷却腔连接有冷却剂供给通道，所述前缘体上设有若干冷却剂通道，所述冷却剂通道与所述热解炭化材料层、所述冷却腔分别连通，所述冷却剂供给通道用于连接冷却剂供给装置。本发明解决了现有技术存在的前缘不同部位冷却不均匀、冷却效率不高、热防护效果不佳的问题。
一种基于自适应多孔材料发汗冷却前缘结构

[发明专利]一种TB8钛合金桨叶前缘蒙皮两步热冲压成形方法-CN202310690810.3在审
发明人：王宁;彭莉鲜;胡道春 -专利权人：南京工业职业技术大学
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： B21D22/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种TB8钛合金桨叶前缘蒙皮两步热冲压成形方法，依据TB8钛合金桨叶前缘蒙皮零件模型，进行成形前零件毛坯设计，针对两步热冲压成形过程分别进行冲压方向设计及模具设计，依据毛坯设计及模具设计进行毛坯下料及模具制造，实施前缘蒙皮两步热冲压成形，适用于具有类似扭转特征的桨叶前缘蒙皮零件热冲压成形，能够保障成形后桨叶前缘蒙皮与桨叶的精确装配。
一种 tb8 钛合金桨叶前缘蒙皮两步热冲压成形方法

[发明专利]一种高超声速飞行器前缘热防护方法-CN202010264045.5有效
发明人：张红军;李海群;康宏琳;査旭 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-04-07 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。
一种高超声速飞行器前缘防护方法

[发明专利]一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构-CN201910617191.9有效
发明人：刘存良;李冰然;李鹏刚;梁大鹏;刘国朝;李云单 -专利权人：西北工业大学;中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2019-07-10 - 公布日： 2021-09-14 - 主分类号： F02C7/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构,且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。
一种前倾航空发动机单孔冲击结构

[发明专利]超燃冲压发动机支板前缘喷气防热结构-CN200910236121.5无效
发明人：郑力铭;孙冰;张佳 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2009-10-27 - 公布日： 2010-06-16 - 主分类号： F02K7/10 文献下载
摘要：喷气支板前缘热防护是基于流体力学原理建立的一种用于支板前缘的热防护方式。支板前缘驻点处设置一条窄缝，从窄缝中以一定压力逆着来流方向喷出气体。喷出来的气体把支板7前缘处的高温高换热系数的区域推离支板壁面，解决了支板前缘驻点附近高热流区域的热防护问题，然后喷射气体在来流的作用下沿着支板壁面向后流动，在支板壁面上形成一层温度较低的气体保护膜，对支板形成有效的热防护
冲压发动机前缘喷气防热结构

[发明专利]基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法-CN201810205982.6有效
发明人：王建华;伍楠;贺菲;丁锐 -专利权人：中国科学技术大学
申请日： 2018-03-13 - 公布日： 2020-03-31 - 主分类号： B64C1/38 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，多孔前缘的驻点区域孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。通过梯度多孔材料的运用对传统的发汗冷却方式进行优化，实现冷却剂的高精度定位和定量注射，进而达到理想的热防护效果。
基于梯度多孔材料高超声速飞行器前缘防护方法

[发明专利]一种用于机翼前缘外壳冷却的结构-CN202111625591.8在审
发明人：林鹏;于喜奎;陈文炯;赵东升;门志超;刘书博 -专利权人：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
申请日： 2021-12-28 - 公布日： 2022-03-11 - 主分类号： B64C3/36 文献下载
摘要：本发明属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域，具体涉及一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，包括：入口、前缘流道、网状流道、尾端流道、出口和机翼前缘外壳。本发明通过在机翼前缘外壳内部布置前缘流道、网状流道和尾端流道，实现对多条网状流道的出入口控制。网状流道呈现一种前后近似对称，先发散后回收的形态。网状流道增加了流道的换热面积，冷却流体可以进行充分的换热，增强换热效果；驱动冷却需要的功耗较小。增材制造技术的发展为新型前缘冷却结构的制造提供了可行手段。
一种用于机翼前缘外壳冷却结构

[发明专利]一种涡轮转子叶片的前缘冷却结构及具有其的发动机-CN201710048924.2在审
发明人：黎旭 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2017-01-23 - 公布日： 2017-05-31 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮转子叶片的前缘冷却结构及具有其的发动机，涉及发动机技术领域。所述涡轮转子叶片的前缘冷却结构中转子叶片的前缘内腔(1)内设置有螺旋形扰流肋(11)，所述螺旋形扰流肋(11)在前缘内腔(1)内沿叶片的高度方向设置。所述发动机上的转子叶片包含如上所述的涡轮转子叶片的前缘冷却结构。本发明的优点在于前缘内腔中设置了螺旋形扰流肋，相对于传统的水平扰流肋增大了对流换热面积，强化了内壁面附近的边界层分离和湍流混合，促使冷气在前缘内腔产生旋流，进一步强化内壁面和冷气的对流换热。对叶片前缘内腔进行了强化换热，提高了前缘区域的冷却效果，在不增加前缘冷气用量的同时起到降低叶片前缘温度的作用。
一种涡轮转子叶片前缘冷却结构具有发动机

[发明专利]一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构-CN201910617199.5在审
发明人：刘存良;李琳;李冰然;李鹏刚;李云单;刘国朝 -专利权人：西北工业大学;中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2019-07-10 - 公布日： 2019-10-11 - 主分类号： F02C7/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在帽罩前缘冲击内腔的冲击孔板侧壁上设置螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出。通过将冲击孔板侧面的锥环形换热通道设置为螺旋曲面结构，增大气流在帽罩内的流动行程，使得高速高温气流在帽罩内的流动时间增加，热气流与壁面的换热更加充分，可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能和换热效果，且具有较好的加工实施性
帽罩冲击孔板前缘壁航空发动机螺旋形曲面换热通道螺旋曲面结构换热结构前缘冲击单孔高速高温环形出口换热效果换热性能流动行程螺旋曲面时间增加周向流动冲击孔面区域热气流实施性压气机整流帽锥环形侧壁换热内腔流动喷射热气流出侧面引入加工应用

[发明专利]用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件-CN202211149361.3在审
发明人：贺菲;栾芸;王建华 -专利权人：中国科学技术大学
申请日： 2022-09-21 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： B64C3/28 文献下载
摘要：本发明涉及用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，属于飞行器热防护技术领域。包括翼前缘、顶壁面和底壁面；改进在于：翼前缘由圆弧面和封闭直板构成，圆弧面为半圆管状，材料为多孔材料；顶壁面和底壁面之间设有依次连通的充满冷却剂的内冷通道和储存袋；内冷通道的顶部与翼前缘的封闭直板之间由前连接管连通，前连接管内设有节流阀和单向透气膜；再入高超声速飞行器在飞行过程，当液态冷却剂被加热至沸点，内冷通道内产生的冷却剂蒸汽向翼前缘移动，在迅速增加的压力作用下冷却剂蒸汽穿过单向透气膜和节流阀，加速进入翼前缘，在翼前缘的多孔材料内部进行换热，并在自驱动主动热防护翼前缘构件的外表面形成气膜覆盖。
用于再入高超声速飞行器驱动主动防护前缘构件

[发明专利]一种高超飞行器尖前缘热防护方法及其系统-CN202211452911.9有效
发明人：苑朝凯;王春 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2022-11-21 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： B64D45/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种高超飞行器尖前缘热防护方法及其系统，包括：利用材料的热电子发射效应将高超飞行器尖前缘处高热流密度区域的热载荷转移至低热流密度的区域，以降低热流密度峰值和梯度；然后在热载荷被转移到的区域使用现有热防护技术，以对热载荷被转移到的区域进行热防护。基于该方法的系统包括位于高超飞行器尖前缘的发射电极、收集电极和为发射电极提供负偏电压的可调电源，及连接可调电源的中央控制模块，结合飞行参数控制可调电源，调整负偏电压进而改变热载荷转移能力，实现对高超飞行器尖前缘的热防护本发明具有高温自启动、不改变飞行器外形、可长时间使用等特点，能够解决现有高超飞行器热防护技术无法应用于尖前缘结构的难题。
一种高超飞行器前缘防护方法及其系统

[发明专利]带有双层壁冲击与前缘冲击-气膜的帽罩防冰传热结构-CN202110269853.5在审
发明人：许卫疆;李洁博;郭奕杉;苏博 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-03-12 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： F02C7/047 文献下载
摘要：本发明一种带有双层壁冲击与前缘冲击‑气膜的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁、帽罩前缘壁面、气膜孔和帽罩内壁冲击孔；多个气膜孔沿周向均布于帽罩前缘壁面，帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；进气腔内的热气通过帽罩内壁冲击孔垂直冲击帽罩双层壁外壁面，与帽罩双层壁内壁换热后沿热气通道通过帽罩前缘冲击孔喷射至帽罩前缘冲击内腔，与帽罩前缘壁面换热后通过气膜孔流出，与帽罩外部进行换热。
带有双层冲击前缘帽罩防冰传热结构

[发明专利]一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构-CN201910617193.8有效
发明人：刘存良;刘锋;杨寓全;李冰然;刘国朝;李云单 -专利权人：西北工业大学;中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2019-07-10 - 公布日： 2021-09-07 - 主分类号： F02C7/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔换热区域，冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道环形热气出口流出。该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况。
一种带有五角星形冲击前缘内部通道结构

1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
下一页»
尾页
共 100000 条