CN114576013B - 用于飞行器发动机的涡轮冷却方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法。该飞行器的发动机具有两种工作模式，分别为常规模式和加力模式；当工作模式为加力模式时，涡轮冷却方法包括：采用目标燃料对发动机的高压涡轮进行冷却，其中目标燃料的热沉大于或等于3MJ/kg，目标燃料的温度小于或等于300K。该涡轮冷却方法可用于航空发动机和空天组合动力发动机中，短时间内需求大推力的情况下，可以提高高压涡轮前温度到2400K，同时采用高热沉的燃料对高压涡轮进行冷却，实现较强的冷却效果。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器技术领域，特别是涉及一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法。
背景技术
对于军用航空涡扇发动机，由于作战任务的需求，要求发动机在短时间具备大推力，以实现机动突防或者快速撤退，通常军用航空发动机打开加力之后，可以额外获得50％的推力。为了追求更大推力，提高高压涡轮前温度是有效方法之一。数据表明，高压涡轮前温度每增加55K，推力可以提高10％。预计下一代航空发动机的高压涡轮前温度将达到2400K。而这个温度，远远超过了金属的耐受温度，因此需要发展新型的冷却方式，实现如此高的高压涡轮前温度。
高超声速组合动力飞机作战响应快，战场生存力高，察打效能高，可以获得碾压性的军事优势，未来可以颠覆战争形态，基于此，我国明确提出建立“空天一体，攻防兼备”的现代化空军发展战略需求；而在民用方面，高超声速飞组合动力飞机使得2～3小时内的洲际飞机成为可能，极大促进人和物的运输。因此空天组合动力是未来最具潜力的动力方式，其主要形式包括涡轮-冲压组合动力(TBCC，Turbine Based Combined Cycle)、火箭-冲压组合动力(RBCC，Rocket Based Combined Cycle)、涡轮-火箭组合动力(ATR，AirTurboRocket)和三组合发动机(T/RBCC，Turbine/Rocket Based Combined Cycle)等几种形式。对于TBCC而言，其工作范围是0km～30km、Mach在0～10+，可用于高超声速飞行器、两级天地往返系统的第一动力，可水平起降。优点是综合比冲性能高，重复使用能力强；缺点是涡轮动力与冲压动力在Mach处于2.5～3.5之间存在“推力鸿沟”。为了跨越“推力鸿沟”，实现短时间内的大推力，其中一种解决办法是通过提高高压涡轮前温度来实现更大的推力，但是由于传统的气冷涡轮中用于涡轮冷却的气体温度已经较高，通常已经达到900K～1000K，涡轮叶片冷却效率较低。继续提高涡轮前温度，对涡轮部件的冷却挑战将非常巨大。
综上，有必要提供一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法。
发明内容
基于此，有必要针对上述问题，提供一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法。
一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法，所述飞行器的发动机具有两种工作模式，分别为常规模式和加力模式；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却方法包括：采用目标燃料对所述发动机的高压涡轮进行冷却，其中所述目标燃料的热沉大于或等于3MJ/kg，所述目标燃料的温度小于或等于300K。
在其中一个实施例中，所述目标燃料为液氢、碳氢燃料或抗结焦添加剂中的至少一种。
在其中一个实施例中，当所述工作模式为常规模式时，所述涡轮冷却方法包括：采用目标气体对所述发动机的高压涡轮进行冷却，其中所述目标气体的压强为30个大气压～35个大气压，所述目标气体的温度为800K～1000K。
在其中一个实施例中，所述目标气体为空气。
在其中一个实施例中，当所述发动机为涡扇发动机，且所述飞行器处于亚音速或超音速巡航时，所述工作模式为常规模式；
和/或，当所述发动机为空天组合发动机，且所述飞行器的飞行速度小于Mach2.5时，所述工作模式为常规模式。
在其中一个实施例中，所述发动机为涡扇发动机，且所述发动机的高压涡轮的出口与低压涡轮的进口之间设置有涡轮级间燃烧室；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却方法还包括：在所述涡轮级间燃烧室内，对由所述高压涡轮的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧，其中所述主流燃料是指在所述发动机的涡轮基燃烧室内进行燃烧的燃料。
在其中一个实施例中，所述主流燃料与所述目标燃料的成分相同。
在其中一个实施例中，所述发动机为空天组合发动机，且所述发动机的低压涡轮的出口与喷管喉道之间设置有加力燃烧室；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却还方法包括：在所述加力燃烧室内，对由所述低压涡轮的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧，其中所述主流燃料是指在所述发动机的涡轮基燃烧室内进行燃烧的燃料。
在其中一个实施例中，所述主流燃料与所述目标燃料的成分相同。
在其中一个实施例中，当所述飞行器的飞行速度大于或等于Mach2.5且小于或等于Mach3.5时，所述工作模式为加力模式。
上述涡轮冷却方法，可应用于涡扇发动机中，采用高热沉的燃料对高压涡轮进行冷却，实现较强的冷却效果，极大地提高高压涡轮前温度到2400K，提升推力30％～40％，可以省去目前主流军用涡扇发动机的加力模块，同时去除燃料二次混合的装置，直接采用高压涡轮本身出口流动的非定常性和高湍流特征将燃料充分混合；
上述涡轮冷却方法，也可应用于空天组合发动机中，可以快速突破高超组合动力TBCC的“推力鸿沟”，同时可以充分利用加力燃烧室，在低Mach(2.5～3.5)和高Mach(>3.5)时加力燃烧室共用，避免多余的死重。
附图说明
图1为本发明一实施例提供的涡扇发动机的内部结构示意图；
图2为本发明一实施例提供的涡扇发动机的高压涡轮、涡轮级间燃烧室与低压涡轮三者之间的配合示意图；
图3为本发明一实施例提供的当工作模式处于常规模式时涡扇发动机的工作过程示意图；
图4为本发明一实施例提供的当工作模式处于加力模式时涡扇发动机的工作过程示意图；
图5为本发明一实施例提供的空天组合发动机的内部结构示意图；
图6为本发明一实施例提供的当工作模式处于常规模式时空天组合发动机的工作过程示意图；
图7为本发明一实施例提供的当工作模式处于加力模式时空天组合发动机的工作过程示意图。
其中，附图中的标号说明如下：
对于涡扇发动机：100、高压涡轮；200、低压涡轮；300、涡轮级间燃烧室；400、涡轮基燃烧室；500、喷管喉道；600、喷管出口；700、风扇；800、高压压气机；
对于空天组合发动机：100’、高压涡轮；200’、低压涡轮；300’、加力燃烧室；400’、涡轮基燃烧室；500’、喷管喉道；600’、喷管出口；700’、斜板楔角；800’、斜板转角；900’、前可变面积涵道引射器；1000’、后可变面积涵道引射器；1100’、模式转换阀门。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“上”、“下”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施方式。
本发明一实施例提供了一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法，其中飞行器的发动机具有两种工作模式，分别为常规模式和加力模式。当工作模式为加力模式时，该涡轮冷却方法包括：采用目标燃料对发动机的涡轮进行冷却，其中目标燃料的热沉大于或等于3MJ/kg(例如可以为3MJ/kg、3.5MJ/kg、4MJ/kg、4.5MJ/kg、5MJ/kg、5.5MJ/kg、6MJ/kg等)，目标燃料的温度小于或等于300K(例如可以为300K、290K、280K、270K等)。
其中，燃料的热沉是衡量燃料吸热能力的一个核心指标，可定量评价燃料作为冷却剂的性能，其值的大小与飞行器的飞行速度直接相关。高超飞行器中，通常会携带高热沉的燃料作为推进剂。当飞行器速度大于Ma6(即6倍音速)时，由于气动加热引起的高温将达到超过1630K，此时燃料不仅具有良好的燃烧性能，而且也可担当起冷却剂的作用。可选地，目标燃料为液氢、碳氢燃料或抗结焦添加剂中的至少一种。其中，添加剂可以含硫结焦抑制剂。
作为一种示例，本实施例所提供的涡轮冷却方法适用于涡扇发动机(即航空发动机)，也适用于空天组合发动机(例如TBCC)。
下面就分别以涡扇发动机、TBCC类型的空天组合发动机为例就本实施所提供的涡轮冷却方法进行说明：
(1)涡扇发动机
如图1所示，涡扇发动机按照气流方向可依次包括风扇700、高压压气机800、涡扇基燃烧室400、高压涡轮100、低压涡轮200、喷管喉道500以及喷管出口600。其中，如图2所示，高压涡轮100的出口与低压涡轮200的进口之间设置有涡轮级间燃烧室300。
当飞行器处于亚音速或超音速巡航时，涡扇发动机的工作模式视为常规模式。该模式下，本实施例所提供的涡轮冷却方法包括：采用目标气体对发动机的高压涡轮100进行冷却，其中目标气体的压强为30个大气压～35个大气压(例如30个大气压、31个大气压、32个大气压、33个大气压、34个大气压、35个大气压等)，目标气体的温度为800K～1000K(例如800K、850K、900K、950K、1000K等)。该模式下，高压涡轮100的进口温度在1800K～2100K之间，采用传统的高压气体对高压涡轮100的叶片进行冷却，此时涡轮级间燃烧室300不工作，节省燃料，实现飞行器经济飞行。可选地，目标气体可以为空气，该目标气体可进一步实现飞行器经济飞行。
该常规模式下，如图3所示，涡扇发动机的工作过程可以描述为：来流空气进入发动机后全部进入风扇700，经过风扇700和高压压气机800压缩后，进入涡轮基燃烧室400燃烧，形成高温燃气。高温燃气推动高压涡轮100和低压涡轮200做功，带动相应的高压压气机800和风扇700。高温燃气最后通过喷管喉道500和喷管出口600，加速排出以产生推力。
当涡扇发动机的工作模式处于加力模式时，本实施例所提供的涡轮冷却方法还包括：在涡轮级间燃烧室300内，对由高压涡轮100的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧，其中主流燃料是指在发动机的涡轮基燃烧室300内进行燃烧的燃料。该模式下，涡扇发动机短时间内需要大推力时，比如飞行器机动突防或者快速撤退时，采用高热沉的目标燃料直接对高压涡轮100进行内部冷却，由于目标燃料热沉较高，可以大幅提高高压涡轮100的冷却效率，保证高压涡轮100的叶片温度不超过失效温度，也可大幅提升高压涡轮前温度达到2400K，增大热循环能力和推力。
该加力模式下，如图4所示，涡扇发动机的工作过程可以描述为：当来流空气进入风扇700和高压压气机800进行压缩后，进入涡轮基燃烧室400燃烧，形成高温燃气。此时高压涡轮100的进口温度可以暂时提高到2400K。高温燃气推动高压涡轮100和低压涡轮200做功，带动相应的高压压气机800和风扇700。高温燃气最后通过喷管喉道500和喷管出口600，加速排出以产生推力。在此过程中，采用目标燃料对高压涡轮100的叶片进行冷却，由于目标燃料热沉高，温度较低，对涡轮叶片冷却效果好；同时，为了充分利用主流中的未燃烧燃料及目标燃料，将高压涡轮100的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行充分混合，涡轮级间燃烧室300开始工作，二次点燃目标燃料，提高低压涡轮200的做功能力和排气速度，产生额外的推力，预计可以比常规模式提高推力达30％～40％。可选地，主流燃料与目标燃料的成分相同。
在本实施例中，涡扇发动机还包括三通阀，该三通阀能够控制用于输送目标气体的管路、用于输送目标燃料的管路以及用于连通高压涡轮100内部的管路。当涡扇发动机的工作模式处于常规模式时，三通阀打开用于输送目标气体的管路、用于连通高压涡轮100内部的管路并关闭用于输送目标燃料的管路，实现采用目标气体对发动机的高压涡轮100进行冷却的目的。当涡扇发动机的工作模式处于加力模式时，三通阀打开用于输送目标燃料的管路、用于连通高压涡轮100内部的管路并关闭用于输送目标气体的管路，实现采用目标燃料对发动机的高压涡轮100进行冷却的目的。
可见，本实施例提供的涡轮冷却方法，可应用于涡扇发动机中，采用高热沉的燃料对高压涡轮100进行冷却，实现较强的冷却效果，极大地提高高压涡轮前温度到2400K，提升推力30％～40％，可以省去目前主流军用涡扇发动机的加力模块，同时去除燃料二次混合的装置，直接采用高压涡轮100本身出口流动的非定常性和高湍流特征将燃料充分混合。
(2)TBCC类型的空天组合发动机
如图5所示，该空天组合发动机按照气流方向可依次包括斜板楔角700’、斜板转角800’、前可变面积涵道引射器900’、涡轮基燃烧室400’、高压涡轮100’、低压涡轮200’、后可变面积涵道引射器900’、喷管喉道500’以及喷管出口600’。其中，如图5所示，发动机的低压涡轮200’的出口与喷管喉道500’之间设置有加力燃烧室300’。
当飞行器的飞行速度小于Mach2.5时，工作模式为常规模式。该模式下，本实施例所提供的涡轮冷却方法包括：采用目标气体对发动机的高压涡轮100’进行冷却，其中目标气体的压强为30个大气压～35个大气压(例如30个大气压、31个大气压、32个大气压、33个大气压、34个大气压、35个大气压等)，目标气体的温度为800K～1000K(例如800K、850K、900K、950K、1000K等)。可选地，目标气体可以为空气，该目标气体可进一步实现飞行器经济飞行。
该常规模式下，如图6所示，空天组合发动机的工作过程可以描述为：斜板楔角700’和斜板转角800’打开，确保进入更多的来流气体。来流空气进入发动机后，气体全部进入风扇，经过风扇和压气机压缩后，进入涡轮基燃烧室400’燃烧，形成高温燃气。高温燃气推动高压涡轮100’和低压涡轮200’做功，带动相应的高压压气机和风扇。高温燃气最后通过喷管喉道500’和喷管出口600’，加速排出以产生推力。在此期间，飞行器逐渐加速，实现从零到Mach2.5，此时加力燃烧室300’不工作，高压涡轮进口温度大约在1800K～2100K左右，采用目标气体对高压涡轮100’的叶片冷却，实现经济模式飞行。
当飞行器的飞行速度大于或等于Mach2.5且小于或等于Mach3.5时，工作模式为加力模式。当处于加力模式时，该涡轮冷却方法包括：在加力燃烧室内，对由低压涡轮200’的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧，其中主流燃料是指在发动机的涡轮基燃烧室400’内进行燃烧的燃料。可选地，主流燃料与目标燃料的成分相同。
该加力模式下，如图7所示，空天组合发动机的工作过程可以描述为：斜板楔角700’和斜板转角800’适当打开，来流空气进入发动机后，一小部分气体进入前可变面积涵道引射器900’，另外一部分气体进入风扇和压气机进行压缩后，进入涡轮基燃烧室400’燃烧，形成高温燃气。此时高压涡轮100’的进口温度可以暂时提高到2400K。高温燃气推动高压涡轮100’和低压涡轮200’做功，带动相应的高压压气机和风扇。高温燃气最后通过喷管喉道500’和喷管出口600’，加速排出以产生推力。在此过程中，采用目标燃料对高压涡轮100’的叶片进行冷却，由于目标燃料热沉高，温度较低，对涡轮叶片冷却效果好；目标燃料从高压涡轮100’排出之后与来自涡轮基燃烧室400’的主流燃料燃烧后的气体在低压涡轮200’内进行混合，推动低压涡轮200’做功；之后，为了充分利用未燃烧的燃料，加力燃烧室300’开始工作，二次点燃未燃烧的主流燃料及目标燃料，以产生额外的推力，顺利跨过“推力鸿沟”。
当飞行器的飞行速度大于Mach3.5时，飞行器的发动机还具有另外一种工作模式，即冲压模式。该工作模式下，高压涡轮100’及低压涡轮200’不产生推力，此时流体(即来自涡轮基燃烧室400’的主流燃料燃烧后的气体及未燃烧的主流燃料)基本不流过高压涡轮100’及低压涡轮200’，高压涡轮100’便不需要采用任何冷却措施，处于风车状态，此时加力燃烧室300’可以作为冲压模式的燃烧室进行工作，以提供高飞行动力。
在本实施例中，如图5所示，空天组合发动机还包括模式转换阀门1100’，该模式转换阀门1100’用于调节空天组合发动机的工作模式。
在本实施例中，空天组合发动机还包括三通阀，该三通阀能够控制用于输送目标气体的管路、用于输送目标燃料的管路以及用于连通高压涡轮100’内部的管路。当空天组合发动机的工作模式处于常规模式时，三通阀打开用于输送目标气体的管路、用于连通高压涡轮100’内部的管路并关闭用于输送目标燃料的管路，实现采用目标气体对发动机的高压涡轮100’进行冷却的目的。当空天组合发动机的工作模式处于加力模式时，三通阀打开用于输送目标燃料的管路、用于连通高压涡轮100’内部的管路并关闭用于输送目标气体的管路，实现采用目标燃料对高压涡轮100’进行冷却的目的。
可见，本实施例提供的涡轮冷却方法，可应用于空天组合发动机中，可以快速突破高超组合动力TBCC的“推力鸿沟”，同时可以充分利用加力燃烧室300’，在低Mach(2.5～3.5)和高Mach(>3.5)时加力燃烧室300’共用，避免多余的死重。
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (9)
1.一种用于飞行器发动机的涡轮冷却方法，其特征在于，所述飞行器的发动机具有两种工作模式，分别为常规模式和加力模式；
当所述工作模式为常规模式时，所述涡轮冷却方法包括：采用目标气体对所述发动机的高压涡轮进行冷却，其中所述目标气体的压强为30个大气压~35个大气压，所述目标气体的温度为800K~1000K；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却方法包括：采用目标燃料对所述发动机的高压涡轮进行冷却；待所述目标燃料及未燃烧的主流燃料从所述高压涡轮的出口排出后进行二次燃烧，以向所述飞行器提供额外推力；
其中所述目标燃料的热沉大于或等于3MJ/kg，所述目标燃料的温度小于或等于300K，所述主流燃料是指在所述发动机的涡轮基燃烧室内进行燃烧的燃料；
所述发动机还包括三通阀，所述三通阀能够控制用于输送目标气体的管路、用于输送目标燃料的管路以及用于连通高压涡轮内部的管路；当所述工作模式为常规模式时，所述三通阀打开所述用于输送目标气体的管路、所述用于连通高压涡轮内部的管路并关闭所述用于输送目标燃料的管路；当述工作模式为加力模式时，所述三通阀打开所述用于输送目标燃料的管路、所述用于连通高压涡轮内部的管路并关闭所述用于输送目标气体的管路。
2.根据权利要求1所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述目标燃料为液氢、碳氢燃料或抗结焦添加剂中的至少一种。
3.根据权利要求1所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述目标气体为空气。
4.根据权利要求1所述的涡轮冷却方法，其特征在于，当所述发动机为涡扇发动机且所述飞行器处于亚音速或超音速巡航时，所述工作模式为常规模式；
或，当所述发动机为空天组合发动机且所述飞行器的飞行速度小于Mach2.5时，所述工作模式为常规模式。
5.根据权利要求1-4任一项所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述发动机为涡扇发动机，且所述发动机的高压涡轮的出口与低压涡轮的进口之间设置有涡轮级间燃烧室；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却方法还包括：在所述涡轮级间燃烧室内，对由所述高压涡轮的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧。
6.根据权利要求5所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述主流燃料与所述目标燃料的成分相同。
7.根据权利要求1-4任一项所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述发动机为空天组合发动机，且所述发动机的低压涡轮的出口与喷管喉道之间设置有加力燃烧室；
当所述工作模式为加力模式时，所述涡轮冷却还方法包括：在所述加力燃烧室内，对由所述低压涡轮的出口排出的目标燃料及未燃烧的主流燃料进行燃烧。
8.根据权利要求7所述的涡轮冷却方法，其特征在于，所述主流燃料与所述目标燃料的成分相同。
9.根据权利要求7所述的涡轮冷却方法，其特征在于，当所述飞行器的飞行速度大于或等于Mach2.5且小于或等于Mach3.5时，所述工作模式为加力模式。
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6269627B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-08-07 | United Technologies Corporation | Rapid thrust response control logic for shaft-driven lift fan STOVL engine |
| CN107630767A (zh) * | 2017-08-07 | 2018-01-26 | 南京航空航天大学 | 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法 |
| CN109441635A (zh) * | 2018-12-18 | 2019-03-08 | 王立芳 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
| CN110107426A (zh) * | 2019-05-08 | 2019-08-09 | 中国航空发动机研究院 | 基于级间燃烧室与涡轮水空共用的跨介质飞航器动力装置 |
| CN111636977A (zh) * | 2020-05-18 | 2020-09-08 | 北京航空航天大学 | 一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式 |
| CN113006947A (zh) * | 2021-03-13 | 2021-06-22 | 西北工业大学 | 一种双燃料系统的预冷发动机 |
| CN113915003A (zh) * | 2021-09-15 | 2022-01-11 | 南京航空航天大学 | 基于nh3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9057328B2 (en) * | 2011-11-01 | 2015-06-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooling turbine section |
| UA103413C2 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-10 | Владимир Иосифович Белоус | Gas-turbine engine |
-
2022
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Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6269627B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-08-07 | United Technologies Corporation | Rapid thrust response control logic for shaft-driven lift fan STOVL engine |
| CN107630767A (zh) * | 2017-08-07 | 2018-01-26 | 南京航空航天大学 | 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法 |
| CN109441635A (zh) * | 2018-12-18 | 2019-03-08 | 王立芳 | 三轴三通道串并联变涵道变径自适应循环对转喷气发动机 |
| CN110107426A (zh) * | 2019-05-08 | 2019-08-09 | 中国航空发动机研究院 | 基于级间燃烧室与涡轮水空共用的跨介质飞航器动力装置 |
| CN111636977A (zh) * | 2020-05-18 | 2020-09-08 | 北京航空航天大学 | 一种高速飞行器预冷变循环组合推进系统及运行模式 |
| CN113006947A (zh) * | 2021-03-13 | 2021-06-22 | 西北工业大学 | 一种双燃料系统的预冷发动机 |
| CN113915003A (zh) * | 2021-09-15 | 2022-01-11 | 南京航空航天大学 | 基于nh3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法 |
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| Publication number | Publication date |
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