申请/专利权人：中国航发沈阳发动机研究所

申请日：2022-04-24

公开（公告）日：2024-03-19

公开（公告）号：CN114704386B

主分类号：F02C7/28

分类号：F02C7/28;F02C7/06;F02C7/24

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.19#授权;2022.07.22#实质审查的生效;2022.07.05#公开

摘要：本申请提供了一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，所述方法包括：在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从冲压涡轮发电系统中的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。

主权项：1.一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法，适用于涡轮发动机与冲压发动机联合的高超飞行器，其特征在于，所述方法包括：在涡轮发动机的压气机处引出一股封严气，同时从冲压涡轮发电系统中的冲压空气涡轮后侧引出另一股封严气，两股封严气通过三通选择阀控制输入至涡轮发动机的封严气入口；当高超飞行器在小于预定马赫数飞行时，采用涡轮发动机的压气机引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从冲压空气涡轮后侧引出的封严气关闭；当高超飞行器在大于预定马赫数飞行时，高超飞行器的冲压涡轮发电系统中的冲压涡轮进行膨胀做功，冲压涡轮后侧的封严引气通过三通选择阀对轴承腔进行封严和隔热，此时从涡轮发动机压气机引出的封严气关闭。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航发沈阳发动机研究所 一种高超飞行器涡轮发动机支点封严方法及结构

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