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| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 1 | 装备用边界层效应通道推动发动机 | CN201710276539.3 | 2017-04-26 | CN107084072A | 2017-08-22 | 不公告发明人 |
| 本发明公开了一种装备用边界层效应通道推动发动机，旨在提供一种不仅能输出大转矩替代目前装备车、坦克、直升机、舰艇用发动机，替代蒸汽轮机，而且主要实现装备战机、导弹的超燃冲压发动机。其技术要点是：包含由燃气推动边界层效应通道转子发动机、冲压发动机、进气分流罩构成的装备战机、导弹用超燃冲压发动机，所述的边界层效应通道转子发动机包含由边界层效应的多个涡旋螺线形的加长通道且涡旋螺线形多层叠加构成的转子轮机，转子轮机内部分布多个超导热管对轮机降温散热，燃烧室的火焰稳定器火焰筒上分布多个倾斜进气通道构成涡旋流燃烧，所述的冲压发动机，包含由边界层效应通道转子发动机连接驱动涡扇压气机、内外涵道、燃烧室等构成。 | ||||||
| 2 | 一种基于燃烧室喷入含能材料粉末提升推力的冲压发动机 | CN201710310196.8 | 2017-05-05 | CN106949498A | 2017-07-14 | 张晓源; 李进平; 张仕忠; 俞鸿儒 |
| 本发明公开了一种基于燃烧室喷入含能材料粉末提升推力的冲压发动机，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)、含能材料粉末喷口(7)。本发明通过在冲压发动机的燃烧室中设置含能材料粉末喷口，向燃烧室喷射金属铍Be、镁Mg、铝Al、硼B、碳C、B4C等含能材料，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。 | ||||||
| 3 | 冲压空气风扇外部壳体 | CN201210408969.3 | 2012-10-24 | CN103062128B | 2017-05-10 | L.比內克; B.J.梅里特 |
| 本发明涉及冲压空气风扇外部壳体，所述冲压空气风扇外部壳体用于将来自冲压空气风扇转子的空气以及来自冲压空气旁通部件的空气引导到冲压空气风扇出口中。所述外部壳体包括在结合区域连接的外部筒体和稳压室。所述外部筒体和稳压室由至少四个相邻的平纹碳纤维织物层的层压堆叠序列制成。堆叠序列的每层具有这样的织物取向，所述织物取向使得第一层和第四层相对于第二层和第三层中的每个以四十五度取向。该结合区域由至少八个相邻的平纹碳纤维织物层制成。接合区域层压堆叠序列通过使得在所述结合区域中的所述四个相邻外部筒体层与在所述结合区域中的所述四个相邻稳压室层交织而形成。 | ||||||
| 4 | 用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和燃烧系统部件 | CN201280036022.2 | 2012-05-25 | CN103703229B | 2016-08-31 | 吉恩-塞巴斯蒂安·普朗特; 马蒂厄·皮卡德; 大卫·兰考特 |
| 本披露涉及用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和部件。任选地被分层以便于引擎启动的一个喷射系统将一种空气与燃料混合物提供到一个燃烧室。一个点火系统点燃该混合物。一个火焰稳定系统可以被定位成用于与该燃烧室连通，以迫使该空气与燃料混合物的一个被点燃的流流向该冲压喷射引擎内的旋转中心。该冲压喷射引擎可以包括一个用于得到改善的排气效率的分叉定子。点火可以在引擎进气口中发生。可替代地，点火可以使用一个双轮毂的被充电系统在该燃烧室内发生。一个冲击式涡轮机可以使用喷射燃料的再循环来冷却一个轮缘转子和/或减少该轮缘转子上的风阻。一个密封系统可以减少从一个燃料导管进入该引擎进气口中的气体泄漏。 | ||||||
| 5 | 超燃冲压发动机水冷装置及其工作方法 | CN201610375984.0 | 2016-05-31 | CN105888880A | 2016-08-24 | 苏艳; 夏有财; 顾晨轩; 王辉 |
| 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。 | ||||||
| 6 | 空气入口装置及其制造方法 | CN201280051783.5 | 2012-08-17 | CN103890349A | 2014-06-25 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的空气入口装置，所述超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时以预定质量流率消耗空气。所述空气入口装置包括但不限于具有整流罩唇缘的整流罩以及与整流罩同轴对准的中心体。中心体的突出部分在整流罩唇缘的上游延伸的长度大于常规尖头长度。突出部分配置成使得流过突出部分的空气转向离开到达超音速喷气发动机的入口路径，从而接近和进入入口的剩余空气流与预定质量流率相匹配。 | ||||||
| 7 | 截流涡流式燃烧器 | CN200480012361.2 | 2004-02-04 | CN1784574B | 2011-12-07 | 唐纳德·肯德里克; 肖恩·P·劳勒; 罗伯特·C·斯蒂尔 |
| 燃气轮机的截流涡流式燃烧器。环形的燃烧器壳体具有多个沿着螺旋轴线布置的进口中心体。进口中心体包括前缘结构，相对侧壁、可加压的腔室以及后壁。进口中心体与相邻结构和后置体非流线型体协同作用以限定用于混合进口流体和可燃燃料以形成热的燃烧气体的截流涡流腔燃烧室。通过利用与后壁相邻以在流体流中产生漩涡的柱，以及通过以与由大量流体流产生的涡旋相反的方向喷射燃料和/或空气来提高混合度。热的燃烧气体用在轮机中用于提取动能，或者用在热交换装置中用于回收热能。可获得高的燃烧效率并且氮的氧化物以及一氧化碳的排放量小于10ppm。 | ||||||
| 8 | 基于喷射器的发动机 | CN03804149.9 | 2003-02-18 | CN1633554A | 2005-06-29 | J·本多特; F·肖埃伦 |
| 基于喷射器的发动机，如喷射器式冲压发动机(1)中的例子，为一具有进口(2)、混合器(4)、扩压器(5)、燃烧器(6)和出口喷嘴(8)的常规增强冲压式发动机元件的推进导管，允许在零至极超音速范围内运行。在混合器(4)的上游端，喷射器组件(50)被安装在流体流动通道内，以形成一个喷射器(3)。该喷射器组件(50)具有一个或多个喷射器环，它们具有交替偏置的喷射器排气喷嘴(53)或狭槽，以引导流体分别朝向发动机内壁(14)或发动机纵轴线(9)的流动，从而改进用于更短混合区的流体混合。流体向喷射器排气喷嘴(53)的供应可以通过流动泵和其它元件来实现。 | ||||||
| 9 | 有效载荷的携带及发射系统 | CN99816383.X | 1999-12-29 | CN1337912A | 2002-02-27 | H·斯科特; S·G·沃斯特 |
| 该可再用的宇宙发射系统(1)实施例具有一第一级运载工具或航空及航天飞行器(50),一第二级运载工具或可再用的航天飞行器(51),和一第三级运载工具或可再用的轨道转移飞行器(52)。所有这些级都具有基本的气动飞行器构件包括:一机身,机翼及尾翼并组合有提供升力、稳定性和控制的控制表面。该航天器(50)被构造为应用发射器冲压发动机(18)用于作动力飞行并包括截获空气的装置以便起飞和极端高海拔时补充用于发射器冲压发动机(18)的氧化剂。为了在爬升运动以离开敏感大气层时使航天器(50)性能最佳化,该航天器(50)可包括辅助爬升火箭发动机(116)。 | ||||||
| 10 | 一种发动机燃烧模态识别方法 | CN201610338067.5 | 2016-05-23 | CN107420221A | 2017-12-01 | 杨庆春 |
| 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。 | ||||||
| 11 | 一种基于爆震燃烧的超燃冲压发动机 | CN201710259537.3 | 2017-04-20 | CN107084071A | 2017-08-22 | 蔡晓东; 梁剑寒; 林志勇; 刘世杰; 陈伟强 |
| 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，基于爆震燃烧的新型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。 | ||||||
| 12 | 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 | CN201710310138.5 | 2017-05-05 | CN106884739A | 2017-06-23 | 张晓源; 陈宏; 张仕忠; 俞鸿儒 |
| 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。 | ||||||
| 13 | 一种超燃冲压发动机 | CN201610679386.2 | 2016-08-17 | CN106089489A | 2016-11-09 | 张宇杰; 刘卫东 |
| 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。 | ||||||
| 14 | 一种动力执行机构 | CN201610302231.7 | 2016-05-09 | CN105822454A | 2016-08-03 | 胥凤山 |
| 本发明公开了一种动力执行机构，包括热能供给舱、工质舱、工质、动力执行组件；所述热能供给舱根据设计需要选择热能；所述工质舱本体上设有工质入口和至少一个工质出口，工质舱内设有动力执行组件；所述工质舱内的工质接受到来自热能供给舱的热能膨胀后形成的空间区域为高压工质区，过程中工质本身或工质推动动力执行组件运动实现做功，做功后的工质从工质舱出口喷出。本发明对环境友好、机构简单、制造成本低廉、热量损失小，暖机时间短，单机容量可自由设置、功率调节控制系统简单，运转前不需要额外增加起动力，使用寿命长，维护成本低且可选热能种类多，应用领域广。 | ||||||
| 15 | 用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和燃烧系统部件 | CN201280036022.2 | 2012-05-25 | CN103703229A | 2014-04-02 | 吉恩-塞巴斯蒂安·普朗特; 马蒂厄·皮卡德; 大卫·兰考特 |
| 本披露涉及用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和部件。任选地被分层以便于引擎启动的一个喷射系统将一种空气与燃料混合物提供到一个燃烧室。一个点火系统点燃该混合物。一个火焰稳定系统可以被定位成用于与该燃烧室连通，以迫使该空气与燃料混合物的一个被点燃的流流向该冲压喷射引擎内的旋转中心。该冲压喷射引擎可以包括一个用于得到改善的排气效率的分叉定子。点火可以在引擎进气口中发生。可替代地，点火可以使用一个双轮毂的被充电系统在该燃烧室内发生。一个冲击式涡轮机可以使用喷射燃料的再循环来冷却一个轮缘转子和/或减少该轮缘转子上的风阻。一个密封系统可以减少从一个燃料导管进入该引擎进气口中的气体泄漏。 | ||||||
| 16 | 冲压空气风扇外部壳体 | CN201210408969.3 | 2012-10-24 | CN103062128A | 2013-04-24 | L.比內克; B.J.梅里特 |
| 本发明涉及冲压空气风扇外部壳体，所述冲压空气风扇外部壳体用于将来自冲压空气风扇转子的空气以及来自冲压空气旁通部件的空气引导到冲压空气风扇出口中。所述外部壳体包括在结合区域连接的外部筒体和稳压室。所述外部筒体和稳压室由至少四个相邻的平纹碳纤维织物层的层压堆叠序列制成。堆叠序列的每层具有这样的织物取向，所述织物取向使得第一层和第四层相对于第二层和第三层中的每个以四十五度取向。该结合区域由至少八个相邻的平纹碳纤维织物层制成。接合区域层压堆叠序列通过使得在所述结合区域中的所述四个相邻外部筒体层与在所述结合区域中的所述四个相邻稳压室层交织而形成。 | ||||||
| 17 | 截流涡流式燃烧器 | CN200480012361.2 | 2004-02-04 | CN1784574A | 2006-06-07 | 唐纳德·肯德里克; 肖恩·P·劳勒; 罗伯特·C·斯蒂尔 |
| 燃气轮机的截流涡流式燃烧器。环形的燃烧器壳体具有多个沿着螺旋轴线布置的进口中心体。进口中心体包括前缘结构，相对侧壁、可加压的腔室以及后壁。进口中心体与相邻结构和后置体非流线型体协同作用以限定用于混合进口流体和可燃燃料以形成热的燃烧气体的截流涡流腔燃烧室。通过利用与后壁相邻以在流体流中产生漩涡的柱，以及通过以与由大量流体流产生的涡旋相反的方向喷射燃料和/或空气来提高混合度。热的燃烧气体用在轮机中用于提取动能，或者用在热交换装置中用于回收热能。可获得高的燃烧效率并且氮的氧化物以及一氧化碳的排放量小于10ppm。 | ||||||
| 18 | 有效载荷的携带及发射系统 | CN99816383.X | 1999-12-29 | CN1120113C | 2003-09-03 | H·斯科特; S·G·沃斯特 |
| 该可再用的宇宙发射系统(1)实施例具有一第一级运载工具或航空及航天飞行器(50)，一第二级运载工具或可再用的航天飞行器(51)，和一第三级运载工具或可再用的轨道转移飞行器(52)。所有这些级都具有基本的气动飞行器构件包括：一机身，机翼及尾翼并组合有提供升力、稳定性和控制的控制表面。该航天器(50)被构造为应用发射器冲压发动机(18)用于作动力飞行并包括截获空气的装置以便起飞和极端高海拔时补充用于发射器冲压发动机(18)的氧化剂。为了在爬升运动以离开敏感大气层时使航天器(50)性能最佳化，该航天器(50)可包括辅助爬升火箭发动机(116)。 | ||||||
| 19 | 空气入口装置及其制造方法 | CN201280051783.5 | 2012-08-17 | CN103890349B | 2017-03-29 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的空气入口装置，所述超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时以预定质量流率消耗空气。所述空气入口装置包括但不限于具有整流罩唇缘的整流罩以及与整流罩同轴对准的中心体。中心体的突出部分在整流罩唇缘的上游延伸的长度大于常规尖头长度。突出部分配置成使得流过突出部分的空气转向离开到达超音速喷气发动机的入口路径，从而接近和进入入口的剩余空气流与预定质量流率相匹配。 | ||||||
| 20 | 喷管装置及其制造方法 | CN201280051792.4 | 2012-08-17 | CN103987948B | 2016-10-26 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的一种喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成产生排气羽流。喷管装置包括但不限于具有后缘的喷管以及部分地定位在喷管内的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体配置成使得排气气体成形，使得排气气体基本平行于流动离开喷管后缘的空气自由流，并且使得排气羽流使空气自由流等熵地转向以在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 | ||||||
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