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一种外环爆震燃烧室: 本发明提供一种外环爆震燃烧室，包括：燃烧室外壳组件包括同轴且从内向外依次套接的内环体、燃料腔内壳体和燃烧室外壳；燃烧室组件，燃烧室组件包括氧化剂喷注腔、燃烧室环缝形腔、外接燃料管、燃料腔前段和燃料喷注通道，氧化剂喷注腔为...; 韦焕程董琨高宗永刘海洋王琳赵学松曹鑫彪

一种双通道爆震燃烧室: 本发明提供一种双通道爆震燃烧室，包括：同轴且从内向外依次套接的燃烧室内环组、燃料腔外壳和燃烧室外壳；氧化剂喷注腔、燃烧室环缝形腔、第一外接燃料管内燃料腔前段、外燃料腔前段和第二外接燃料管，氧化剂喷注腔为燃料腔外壳和燃烧室...; 韦焕程董琨高宗永刘海洋王琳赵学松曹鑫彪

一种旋转爆震燃烧式发动机: 本发明涉及一种旋转爆震燃烧式发动机，包括四个燃烧冲程循环：进气；爆震冲程；工作冲程；排放废气。本发明改进了热循环冲程过程，能够使用包括气态和液态在内的单组分燃料或混合组分燃料，尤其是单组分燃料，通过催化剂引发爆炸性分解，...; 佛拉德·夏波瓦尔夫

一种氨能爆震燃烧器及系统: 本申请提供了一种氨能爆震燃烧器及系统，属于爆震燃烧技术领域，具体包括燃烧器本体、设置在燃烧器本体外侧的燃料腔以及设置在燃烧器本体内部的氨分解器，氨分解器与燃烧器本体之间的空间形成爆震燃烧区，燃烧器本体上设有空气通道，空气...; 唐泽涵于宁万思博谢景召杨占生王琳曹新巧

扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程数值模拟: 2024年; 为了探究不同障碍物结构对扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程的影响,对采用3种典型孔板障碍物的扇形脉冲爆震燃烧室,截取其中间截面进行了起爆过程的数值模拟,研究了障碍物型式、障碍物堵塞比及障碍物间距对扇形脉冲爆震燃烧室爆燃转爆震(DDT)距离的影响规律。结果表明:障碍物堵塞比对扇形脉冲爆震燃烧室DDT距离的影响最大,且在堵塞比为0.35~0.70时,堵塞比越高DDT距离越短;在3种型式的障碍物中,在低堵塞比下,截面为前掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好,在高堵塞比下,截面为后掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好;在3种障碍物间距中,当间距分别等于1倍和1.2倍的爆震室当量直径时,扇形脉冲爆震燃烧室的DDT距离相差不大,且均短于障碍物间距等于0.8倍爆震室当量直径时的DDT距离。; 张佳博郑龙席卢杰彭辰旭罗振坤; 关键词：堵塞比数值模拟航空发动机

旋转爆震燃烧向心涡轮组合流场数值研究: 2024年; 爆震燃烧自增压特性可以有效提高涡轮的轮轴功输出。为探究旋转爆震燃烧应用于向心涡轮的可行性并分析爆震燃烧与涡轮相互作用机理,本文建立了旋转爆震向心涡轮三维分析模型,研究了不同转速和流量下旋转爆震传播及涡轮流场特性的变化规律。数值计算结果表明,在向心涡轮高速旋转时环形爆震燃烧室中可以获得稳定自持的爆震波。旋转爆震诱导的斜激波会显著改变涡轮流道内的气流方向,并在叶片局部产生分离涡和超声速流动;斜激波经过涡轮作用后压强峰值显著降低,振幅下降了60%;爆震涡轮组合工作能够增大向心涡轮的压比和温降,从而提高涡轮输出功和输出转矩,其峰值输出功在转速与理论最佳速度比为0.75时达到最大,比相同工况下的等压燃烧涡轮输出功高30%~40%,其最大输出转矩为12 N·m;而爆震模态下涡轮出口的超声速流动增大了激波损失,涡轮效率下降了20%。在0.36~0.40 kg/s流量内,爆震模态下涡轮落压比和总温随流量变化较小,涡轮的输出转矩和流量成正比;但进一步提高流量会造成流道拥塞,影响爆震波的稳定传播。; 林君宁林志勇张成名; 关键词：斜激波向心涡轮涡轮效率

一种流阻可变的旋转爆震燃烧室: 本发明公开了一种流阻可变的旋转爆震燃烧室，包括通道外壁、内环体、喷油盘、进油环、燃烧室外壁、控制轴、一号流阻控制面板、二号流阻控制面板、燃烧室内壁和喷管；内环体端部的斜面上等间隔设有多个扇形空腔，燃烧室内壁上等间隔设有多...; 夏镇娟张振双孟博威黄红超马虎

一种判断爆震燃烧室息爆的装置: 本申请提供了一种判断爆震燃烧室息爆的装置，属于燃气轮机技术领域，包括设置于爆震燃烧室上的预爆管和用于采集爆震燃烧室内压力的高频压力传感器；高频压力传感器与控制系统连接，预爆管设有中空结构，预爆管的一端与爆震燃烧室连接，中...; 于宁韦焕程曹新巧王琳杨占生唐泽涵

一种增加脉冲爆震燃烧室初始压力的装置: 本发明涉及一种用于脉冲爆震火箭发动机的增加脉冲爆震燃烧室初始压力的装置。其特点在于包括爆震燃烧室，所述的爆震燃烧室前端设置有进气孔和扩压器，爆震燃烧室后端设置有喷管，爆震燃烧室的侧壁上还设置有点火器和压阻传感器，旋转阀通...; 肖强马鹏飞冯再杰张浩天张启斌范玮

斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展被引量：1: 2024年; 发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。; 薛瑞杜鹏丁国誉杨志龙吴云凯; 关键词：高超声速推进高马赫数

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