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[发明专利]一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法-CN202010020090.6有效
发明人：于鹏;汪颖;向安定;邵文清;谢宗齐;石峰;梁磊 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-01-09 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理系统设计方法，所述方法包括：基于主油箱结构模型，建立无内置油箱的主油箱传热模型；基于无内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线，确定燃油目标温度时的燃油消耗量；基于燃油目标温度时的燃油消耗量确定内置油箱初始容积；基于主油箱结构模型和内置油箱初始容积，建立有内置油箱的主油箱传热模型；基于有内置油箱的主油箱传热模型的燃油温升曲线的最高温度、燃油目标温度和内置油箱初始容积，确定内置油箱最终容积。本发明能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。
一种控制高速飞行器燃油输油管理系统设计方法

[发明专利]一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统-CN202010020340.6有效
发明人：于鹏;汪颖;向安定;邵文清;谢宗齐;石峰;梁磊 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2020-01-09 - 公布日： 2023-07-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供了一种控制高速飞行器燃油温升的输油热管理一体化系统，包括主油箱、内置油箱、油泵、第一油管、第二油管、支撑架和进气管；油箱增压气体从所述进气管进入所述主油箱，为所述主油箱内的燃油提供压力，使得燃油从所述主油箱经由所述第一油管输送至所述内置油箱，再经由所述第二油管输送至所述油泵，最后燃油通过所述油泵给发动机供燃油。应用本发明的技术方案，在主油箱内部设置内置油箱，能有效降低长航时高速飞行器飞行末段燃油温度，可以起到降低燃油泵气蚀风险、降低燃油箱增压压力、降低通油设备设计难度、增加发动机可用燃油热沉等效果。本发明可以应用于高速飞机、空天飞机等高速飞行器。
一种控制高速飞行器燃油输油管理一体化系统

[发明专利]一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法-CN202210269779.1有效
发明人：刘晓伟;王金利;谢宗齐;黄冠鸿 -专利权人：华中科技大学
申请日： 2022-03-18 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭发动机方案及其控制方法，包括冲压发动机、第一壳体、第一子火箭单元、若干第二子火箭单元和若干支撑组件；第一壳体内部中空，第一壳体设置在冲压发动机的流道内；且第一壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支撑组件固定设置在第一壳体与冲压发动机的流道内壁之间；第一子火箭单元与各第二子火箭单元均设置在第一壳体内，第一子火箭单元位于冲压发动机的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元环绕第一子火箭单元设置；第一子火箭单元或者各第二子火箭单元分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线。
一种 rbcc 发动机调节火箭及其控制方法

[发明专利]一种用于斜爆震发动机的支板式燃料掺混装置-CN202210375185.9在审
发明人：陈硕;马虎;谢宗齐;夏镇娟;李盛 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-04-11 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于斜爆震发动机的支板式燃料掺混装置，包括掺混段和中心喷注支板，所述掺混段分为相连接的掺混前段和掺混后段，使整个掺混段的长度可调，以调整燃料在垂直于气流流动方向的均匀程度，以及在边界层中的燃料质量分数；所述中心喷注支板设置于掺混前段内，以垂直于气流流动方向向掺混段中喷入燃料；所述中心喷注支板前端设有导流楔面，以抑制掺混流道中的激波强度，所述中心喷注支板后端设有导流楔面，以产生回流区，将燃料卷入到回流区中进行掺混。本发明可实现燃料均匀掺混，避免燃料在掺混段内提前燃烧。
一种用于斜爆震发动机板式燃料装置

[发明专利]一种可变斜楔角度和起点的斜爆震发动机燃烧室实验装置-CN202210394769.0在审
发明人：陈硕;马虎;夏镇娟;谢宗齐;李盛 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-04-15 - 公布日： 2022-11-08 - 主分类号： G01M15/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种可变斜楔角度和起点的斜爆震发动机燃烧室实验装置，包括前连接部，后连接部，以及设置在前连接部和后连接部之间的燃烧室；燃烧室加工有斜楔，斜楔角度和起点位置可以根据来流可燃气体的压强、温度、当量比以及掺混均匀程度进行调整；斜楔表面分布有燃料喷注孔，可将燃料喷注在斜爆震波面后区域内，以改变燃烧室内的波系结构或斜爆震发动机的推力；所述燃烧室左壁面与燃烧室右壁面安装有观察窗，以观察试验中斜爆震波的起爆以及驻定过程。
一种可变角度起点斜爆震发动机燃烧室实验装置

[发明专利]一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法-CN202210269808.4在审
发明人：刘晓伟;谢宗齐;王金利;黄冠鸿 -专利权人：华中科技大学
申请日： 2022-03-18 - 公布日： 2022-08-26 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法，包括冲压发动机、壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元和若干支架；壳体设置在冲压发动机的流道内，且壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支架环绕设置在壳体的外表面；第一子火箭单元设置在壳体的中心处；第一子火箭单元的中心轴线与冲压发动机流道的中心轴线重合；第二子火箭单元与第三子火箭单元均设置有若干推力室，各推力室环绕第一子火箭单元设置；第二子火箭单元与第三子火箭单元的推力室交错且间隔设置；第二子火箭单元或者第三子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线；各子火箭单元输出推力不完全相同。
一种采用推力发动机 rbcc 火箭及其控制方法

[发明专利]基于液态金属回路的碳氢燃料发动机冷却方法及系统-CN202210044653.4在审
发明人：尹志仁;谢宗齐;向安定;于鹏;王凯欣;邵文清;汪颖 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2022-01-14 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： F02C7/141 文献下载
摘要：本发明提供一种基于液态金属回路的碳氢燃料发动机冷却方法及系统，包括冷却通道、液态金属储箱、裂解换热器、第一、二驱动部，储箱中存储有液态金属，第一驱动部的入口与液态金属储箱的出口相连接，出口与冷却通道相连接；裂解换热器具有热源/冷源出口、热源/冷源入口，热源入口与冷却通道出口相连接，冷源出口与液态金属储箱相连接，第二驱动部与冷源入口相连接，用于驱动液体碳氢燃料经冷源入口进入裂解换热器，常温的液态金属进入冷却通道后吸热升温并经热源入口进入裂解换热器，与液态碳氢燃料在裂解换热器内进行换热，碳氢燃料吸热裂解后进入发动机燃烧室参与燃烧化学反应。本发明解决了再生冷却发动机碳氢燃料实际可用热沉不足的问题。
基于液态金属回路碳氢燃料发动机冷却方法系统

[发明专利]一种小尺度强化换热结构-CN201710277800.1有效
发明人：郭帅帅;于鹏;王战;许斌;汤龙生;潘成剑;王灵锋;谢宗齐;邵文清 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2017-04-25 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明提供一种小尺度强化换热结构，可作为高超声速飞行器尖端前缘或进气道溢流口部位使用，包括蒙皮、高导热结构、强化换热微结构以及进出口结构，通过高导热结构将局部热斑区域热流进行三维均匀扩散，同时通过强化换热微结构控制冷却介质的流动、换热和裂解过程，在溢流口区域或尖端前缘区域完成充分热交换。本发明提供的强化换热结构，其结构简单，工作可靠，成本低廉，能够完成传统主动冷却技术无法完成的任务，并拓宽传统主动冷却技术的工作边界。
一种尺度强化结构

[发明专利]一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道-CN201810716579.X有效
发明人：王亚军;梁磊;谢宗齐;何国强;秦飞;魏祥庚 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-07-03 - 公布日： 2020-09-08 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，包括壳体，壳体内轴向套设有一中心锥体，所述中心锥体的前端的一段穿出壳体，穿出壳体的部分与壳体的入口之间形成进气段的外压缩段；壳体和中心锥体间形成环形通道，该环形通道由前到后依次形成进气段的内压缩段、隔离段和燃烧室段，所述壳体的后端与尾喷管滑动连接，且尾喷管与环形通道相连通；壳体和中心锥体间滑动连接，在不同的火箭模态下，壳体可相对于中心锥体前后滑动。一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道，有效减小结构质量和气动阻力，在不同模态下，选择对应的引射火箭，提升了火箭的性能。
一种采用多级火箭轴对称结构 rbcc 全流道

[发明专利]一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道-CN201810666254.5有效
发明人：秦飞;梁磊;谢宗齐;何国强;王亚军;石磊;魏祥庚 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2018-06-22 - 公布日： 2019-06-07 - 主分类号： F02C7/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，由前到后包括依次相连接的进气道前体段、进气道内收缩段和进气道隔离段；该进气道隔离段内设置有相连接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于机体上，后段喉道板和唇罩板均可沿进气道侧壁前后滑动。在改善进气道起动性的前提下，有效地改善引射、亚燃模态下的工作性能，同时不会引起进气道在超燃模态下性能损失。
进气道喉道循环发动机隔离段基组合唇罩后段模态火箭压缩工作性能前后滑动性能损失板固定内收缩起动性有效地侧壁引射

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