CN115263562A - 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机 - Google Patents

一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN115263562A
CN115263562A CN202210887335.4A CN202210887335A CN115263562A CN 115263562 A CN115263562 A CN 115263562A CN 202210887335 A CN202210887335 A CN 202210887335A CN 115263562 A CN115263562 A CN 115263562A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat
layer
engine
cooling
active cooling
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210887335.4A
Other languages
English (en)
Inventor
潘余
曾亿江
王宁
陈健
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN202210887335.4A priority Critical patent/CN115263562A/zh
Publication of CN115263562A publication Critical patent/CN115263562A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机，发动机复合主动冷却防隔热结构，包括：防热层(1)，隔热层(2)和主动冷却层(3)；所述隔热层(2)处于所述防热层(1)和所述主动冷却层(3)之间；所述主动冷却层(3)包括：冷却层主体(31)；所述冷却层主体(31)中设置有用于循环冷却液的冷却流道(3a)。本发明的发动机复合主动冷却防隔热结构，其传热热阻被极大的提高，使得冷却液(如煤油)使用流量及温升显著减小。

Description

一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机
技术领域
本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机。
背景技术
高超声速飞行器用于实现高马赫数巡航的关键在于其发动机所提供的足够动力。而在高马赫数巡航时，其发动机本体结构受气动力等载荷外，还同时受飞行器所传递的振动、冲击等动载荷。发动机本体结构采用全复合材料的被动防隔热结构方案，其主要为C/SiC等复合材料。但由于材料的脆性大，抗冲击性能差等因素，使得发动机结构在高马赫数巡航，其结构难以承载这些载荷导致发动机结构破坏或失效。
此外，若采用全主动冷却金属结构方案，又存在冷却通道复杂，制备难度较大，且冷却液流量使用较多或温升较高；同时需考虑结构在高温下的承载，金属材料在高温下力学性急剧下降，结构需加强设计，导致结构的总重量较大。
发明内容
本发明的目的在于提供一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机。
为实现上述发明目的，本发明提供一种发动机复合主动冷却防隔热结构，包括：防热层，隔热层和主动冷却层；
所述隔热层处于所述防热层和所述主动冷却层之间；
所述主动冷却层包括：冷却层主体；
所述冷却层主体中设置有用于循环冷却液的冷却流道。
根据本发明的一个方面，所述防热层采用C/C材料、C/SiC材料或C/SiC铪/锆改性材料制成；
所述隔热层采用气凝胶或树脂基隔热材料制成。
根据本发明的一个方面，所述冷却层主体采用钛合金、铝合金或铝镁合金材料制成。
根据本发明的一个方面，所述隔热层的厚度是所述防热层的厚度的1～1.5倍。
根据本发明的一个方面，所述防热层的厚度为3mm～5mm；
所述隔热层的厚度为4mm～6mm；
所述主动冷却层的厚度为2mm～3mm。
根据本发明的一个方面，所述冷却流道为直线状流道、螺旋状流道、迂回状流道中的至少一种。
根据本发明的一个方面，所述冷却流道为单向、双向或多向往返式流道。
根据本发明的一个方面，沿所述冷却流道的延伸方向，其流道截面形状为多边形、圆形或椭圆形，其截面面积为恒定的。
根据本发明的一个方面，所述防热层，所述隔热层和所述主动冷却层之间的相邻层表面采用凹凸结构方式嵌合连接，且所述防热层，所述隔热层和所述主动冷却层之间的相邻层表面粘接连接。
为实现上述发明目的，本发明提供一种采用前述的发动机复合主动冷却防隔热结构的发动机，包括：进气道，与所述进气道相连接的隔离段和与所述隔离段相连接的燃烧室；
所述进气道、所述隔离段和所述燃烧室分别采用所述发动机复合主动冷却防隔热结构制成。
根据本发明的一种方案，本发明的防隔热结构，通过采用防热层、隔热层和主动冷却层的复合方式，可有效实现对发动机的防隔热效果，而且还有效的保证了整个结构的轻量化，极大的提高了发动机的运行效率。
根据本发明的一种方案，本发明采用低密度金属材料及轻质结构设计的主动冷却层，在保证了整体结构的轻量化的同时，还有效利用了金属材料在较低温度下优异的力学性能，实现发动机的稳定承载，提高了发动机的结构可靠性。
根据本发明的一种方案，本发明的发动机复合主动冷却防隔热结构，其传热热阻被极大的提高，使得冷却液(如煤油)使用流量及温升显著减小。
根据本发明的一种方案，本发明的发动机复合主动冷却防隔热结构中，通过设置隔热层不仅起到了隔热效果，同时由于其本身材料的弹性模量相对较低，还能够起到缓冲防热层与主动冷却层的热变形匹配作用，进而对保证本发明的结构稳定性和可靠性更为有益。
附图说明
图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的发动机复合主动冷却防隔热结构的结构图；
图2是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的发动机复合主动冷却防隔热结构的结构图；
图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的发动机的结构图；
图4是示意性表示图2中A-A位置的截面图；
图5是示意性表示图2中B-B位置的截面图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种发动机复合主动冷却防隔热结构，包括：防热层1，隔热层2和主动冷却层3。在本实施方式中，防热层1，隔热层2和主动冷却层3是依次配合连接的，从而使得隔热层2处于防热层1和主动冷却层3之间。在本实施方式中，防热层1，隔热层2和主动冷却层3之间可分别通过相邻层表面采用凹凸结构方式实现防松防转，控制厚度公差实现配合连接，同时相邻层采用耐高温胶粘接。
在本实施方式中，主动冷却层3中设置有用于循环冷却液的冷却流道3a。
通过上述设置，本发明的防隔热结构，通过采用防热层、隔热层和主动冷却层的复合方式，可有效实现对发动机的防隔热效果，而且还有效的保证了整个结构的轻量化，极大的提高了发动机的运行效率。
通过上述设置，本发明的防隔热结构通过采用凹凸结构、厚度公差控制、胶粘方式实现相邻层的配合和固定连接，在有效保证了结构强度的情况下，对减少结构空间有益，同时还避免了额外连接结构的使用，节约了整个结构的生产成本。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，主动冷却层3包括：冷却层主体31。在本实施方式中，冷却流道3a在冷却层主体31中设置。在本实施方式中，冷却层主体31采用钛合金、铝合金或铝镁合金轻质金属材料制成。在保证了整体结构的轻量化的同时，还有效利用了金属材料在较低温度下优异的力学性能，实现发动机的稳定承载。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，防热层1采用C/C复合材料、C/SiC复合材料或C/SiC铪/锆改性耐高温防热材料，利用具有耐高温性能的防热层能够有效的保证本发明的结构在高温环境结构防热的稳定可靠。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，隔热层2采用气凝胶或树脂基隔热材料，利用具有低导热系数的隔热层能够有效延缓或减弱热量的传递，同时由于其本身材料的弹性模量相对较低，还能够起到缓冲防热层与主动冷却层的热变形匹配作用。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，隔热层2的厚度是防热层1的厚度的1～1.5倍。
通过上述设置，通过在防热层的内侧设置隔热层的方式，有效的延缓或减弱了热量的向外传导，进而能够进一步有效保证主动冷却层中冷却液的热吸收效率与热量的向外传导速率相匹配，进而能够有效抑制热量的聚集所导致的发动机结构形变，极大的保证了发动机的工作稳定性。此外，通过将隔热层2的厚度设置为防热层1的厚度的1～1.5倍时，既保证了防隔热效果的最优化，又保证了本发明结构的轻量化分配。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，防热层1的厚度为3mm～5mm；隔热层2的厚度为4mm～6mm。在本实施方式中，防热层1和隔热层2的厚度选择通过前述的厚度比例相适配，从而实现防热层1和隔热层2的优化配置。
在本实施方式中，主动冷却层3的厚度为2mm～3mm，通过上述设置，既保证了主动冷却层3的结构强度和可靠性，又保证了其厚度设置的最优化，对降低使用本发明制成的发动机的壳体厚度有益。
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，以防热层1的导热系数为5W/(m.K)，隔热层2的导热系数为0.1W/(m.K)，冷却层主体31的导热系数为20W/(m.K)。防热层1的厚度为4mm，隔热层2的厚度为5mm，主动冷却层主体31金属等效内壁(考虑肋影响)的厚度为1mm为例。
在本实施方式中，通过采用上述参数所制成的防隔热结构，其在不考虑率对外辐射及自然对流的影响的情况下，其传热热阻相比单层主动冷却结构得到了有效增大，具体的，其增大比例表示为：
Figure BDA0003766287180000051
式中：δ1，δ2，δ3分别表示防热层，隔热层，主动冷却层金属等效内壁的厚度；λ1，λ2，λ3分别表示防热层，隔热层，主动冷却层金属材料的导热系数。
基于上述增大比例公式可知，本发明的防隔热结构相较于传统的单层主动冷却结构的热阻增大约为1016倍，充分表明本发明的防隔热结构在实现了结构轻量化的同时，还具有优异的防隔热效果。
根据本发明的一种实施方式，冷却流道3a为直线状流道、螺旋状流道、迂回状流道中的至少一种。在本实施方式中，冷却流道3a可根据需要进行其形状的设置，当然还可采用组合的方式设置(例如，直线状和螺旋状组合、直线状与迂回状组合等)。
根据本发明的一种实施方式，冷却流道3a为单向、双向或多向往返式流道。当冷却流道3a为单向流道时，其冷却液的输入和输出方向是不变的，当设置为双向流道时，其可采用变换冷却液输入和输出方向的方式是实现双向流通，或者是采用两种流向的冷却流道实现双向流通；当设置为往返式流道时，其首尾设置为相互连通的环状结构，以是冷却液的往返流动。
根据本发明的一种实施方式，沿冷却流道3a的延伸方向，其流道截面呈多边形(如矩形)、圆形、椭圆形等一种或多种方式，其截面面积为恒定的。当然，其流道截面还可设置为异形，例如，多边形与圆形的组合形状或其他随机的形状。
通过上述设置，有效的保证了冷却流道3a中各处冷却液的均匀流动和换热，以及整体冷却效率的高效和稳定。
根据本发明的一种实施方式，针对发动机不同位置的热流分布，对冷却流道3a进行适应性设计。通过将流道部分3a设置为螺旋状、迂回状或多个并排设置的直线状时，有效的增大流道部分3a的吸热面积，进而在其高效的吸热效率下，可进一步提高本发明的防隔热效果，尤其是在隔热层上局部可能存在热量富集区时，通过针对性的将流道部分3a在该区域进行布置可极大的降低热量的富集，保证整个防隔热结构的性能稳定。
如图2所示，根据本发明的另一种实施方式，冷却流道3a包括：第一流道部分3a1，第二流道部分3a2。在本实施方式中，第二流道部分3a2的截面面积小于第一流道部分3a1的截面面积。在本实施方式中，沿冷却层主体31的厚度方向，第二流道部分3a2相对第一流道部分3a1偏置设置。具体的，沿冷却层主体31的厚度方向，第二流道部分3a2与隔热层2之间的间隔距离小于第一流道部分3a1与隔热层2之间的间隔距离。
通过上述设置，将冷却流道3a1增设小直径段3a2，缩小流道部分距隔热层表面的间隔距离，进而能够更接近隔热层，有利于冷却液流速的提高吸收热量的效率，进而可有效避免防隔热结构上热量的聚集，进一步提高了本发明的防隔热效果。
结合图3、图4和图5所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种采用前述的发动机复合主动冷却防隔热结构的发动机，包括：进气道a1，与进气道a1相连接的隔离段a2和与隔离段a2相连接的燃烧室a3。在本实施方式中，进气道a1、隔离段a2和燃烧室a3均为中空的筒状体，其根据不同的功能作用，其截面形状呈不同的设计，例如，进气道a1的截面形状呈水平径向尺寸大于竖直径向尺寸的椭圆形或类椭圆形，隔离段a2为直径不变的圆筒状，其截面形状呈规则的圆形，为实现隔离段a2与进气道a1的对接，可将进气道a1的一端与隔离段a2一端设置为凹凸台或插接式结构，从而实现隔离段a2和进气道a1之间的准确对接。此外，燃烧室a3可设置锥形筒状，为实现与隔离段a2的准确对接，可将燃烧室a3的一端设置为与隔离段a2一端设置为凹凸台或插接式结构。
在本实施方式中，进气道a1、隔离段a2和燃烧室a3分别采用发动机复合主动冷却防隔热结构制成。其中，针对不同的分段，采用前述的发动机复合主动冷却防隔热结构分别对应的按照其设计尺寸将其围成相应的筒状，并且在各个分段相对接的端部外侧面上设置连接耳或法兰以实现对接固定，保证连接的稳定性和密封性。
在本实施方式中，本发明的发动机复合主动冷却防隔热结构的防热层1处筒状体的内侧，主动冷却层3处于筒状体的外侧。
通过上述设置，将主动冷却层3设置在外层的方式，有效的利用了金属制成的主动冷却层3在较低温度下的优异力学性能，进而能够更好的实现对发动机的承载，提高了采用本发明的发动机的结构稳定性和可靠性。
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，包括：防热层(1)，隔热层(2)和主动冷却层(3)；
所述隔热层(2)处于所述防热层(1)和所述主动冷却层(3)之间；
所述主动冷却层(3)包括：冷却层主体(31)；
所述冷却层主体(31)中设置有用于循环冷却液的冷却流道(3a)。
2.根据权利要求1所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述防热层采用C/C材料、C/SiC材料或C/SiC铪/锆改性材料制成；
所述隔热层采用气凝胶或树脂基隔热材料制成。
3.根据权利要求2所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述冷却层主体(31)采用钛合金、铝合金或铝镁合金材料制成。
4.根据权利要求1至3任一项所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述隔热层(2)的厚度是所述防热层(1)的厚度的1～1.5倍。
5.根据权利要求4所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述防热层(1)的厚度为3mm～5mm；
所述隔热层(2)的厚度为4mm～6mm；
所述主动冷却层(3)的厚度为2mm～3mm。
6.根据权利要求5所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述冷却流道(3a)为直线状流道、螺旋状流道、迂回状流道中的至少一种。
7.根据权利要求6所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述冷却流道(3a)为单向、双向或多向往返式流道。
8.根据权利要求7所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，沿所述冷却流道(3a)的延伸方向，其流道截面形状为多边形、圆形或椭圆形，其截面面积为恒定的。
9.根据权利要求8所述的发动机复合主动冷却防隔热结构，其特征在于，所述防热层(1)，所述隔热层(2)和所述主动冷却层(3)之间的相邻层表面采用凹凸结构方式嵌合连接，且所述防热层(1)，所述隔热层(2)和所述主动冷却层(3)之间的相邻层表面粘接连接。
10.一种采用权利要求1至9任一项所述的发动机复合主动冷却防隔热结构的发动机，其特征在于，包括：进气道(a1)，与所述进气道(a1)相连接的隔离段(a2)和与所述隔离段(a2)相连接的燃烧室(a3)；
所述进气道(a1)、所述隔离段(a2)和所述燃烧室(a3)分别采用所述发动机复合主动冷却防隔热结构制成。
CN202210887335.4A 2022-07-26 2022-07-26 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机 Pending CN115263562A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210887335.4A CN115263562A (zh) 2022-07-26 2022-07-26 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210887335.4A CN115263562A (zh) 2022-07-26 2022-07-26 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115263562A true CN115263562A (zh) 2022-11-01

Family

ID=83769515

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210887335.4A Pending CN115263562A (zh) 2022-07-26 2022-07-26 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115263562A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0321320B1 (fr) Chambre de combustion pour turbomachine possédant un convergent à doubles parois
CN109779782B (zh) 用于矢量喷管的具有纵向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
US8307945B2 (en) Gas-turbine exhaust cone
US5495873A (en) Patterned air gap engine exhaust conduit
CN110185554B (zh) 一种用于喷气发动机矢量喷管的双层壁冷却结构
CN106795812B (zh) 用于涡轮机的热交换和改进降噪的板
CN105276620B (zh) 一种航空发动机燃烧室火焰筒壁面复合冷却结构
JPH1047033A (ja) 動力車のための排気ガス装置並びに動力車
US7258842B2 (en) Catalyst assembly with a fixed catalyst carrier body
CN109882314B (zh) 用于矢量喷管的具有横向波纹冲击孔板的双层壁冷却结构
US6223538B1 (en) Ceramic lining
CN115263562A (zh) 一种发动机复合主动冷却防隔热结构及发动机
CN113483354B (zh) 用于加力燃烧室的弯折桁架式结构隔热屏及气膜形成的方法
JP5289819B2 (ja) 熱交換器、及び、熱電発電装置
CN105697116B (zh) 排气管
US20050150477A1 (en) Cylinder head of an internal combustion engine
JP4135608B2 (ja) ピストン機関
JP2017040216A (ja) エンジンの燃焼室構造
US20150053387A1 (en) Line with arched structure
CN112727634B (zh) 一种矩形截面喷管
JP2017066900A (ja) 内燃機関排気系統の消音構造及びその製造方法、内燃機関排気系統の消音器
JP4568582B2 (ja) 多気筒内燃機関における排気マニホールド
CN210118184U (zh) 用于车辆的消声器及具有其的车辆
CN214092021U (zh) 一种改良型柴油内燃机的排气道
WO2023116694A1 (zh) 液氢气瓶和氢燃料电池系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination