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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
(19)国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 114704386 A
(43)申请公布日 2022.07.05
(21)申请号 202210434103.3
(22)申请日 2022.04.24
(71)申请人 中国航发沈阳发动机研究所
地址 1
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