加力燃烧室相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
181	一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器	CN202211126660.5	2022-09-16	CN115574347A	2023-01-06	何小民; 丁科技; 章宇轩
本发明公开了一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器，包括机匣、导流板、N个径向支板、凹腔稳定器、以及防振隔热屏。本法采用径向支板和凹腔稳定器相结合的方式，一方面，一部分气流进入凹腔稳定器内，形成驻涡区，产生值班级火焰，并在径向支板作用下，驻涡区内值班级火焰向主流区卷吸，进而引燃主流区油气混合物；另一方面，在径向支板下游形成稳定回流区，促进已燃高温气流与主流进口来流油气混合物掺混。本发明在原有双进口凹腔驻涡稳定器结构的基础上，通过把凹腔进气改为单进口的方式，解决了原有双进口双驻涡凹腔稳定器阻塞比偏大、流场组织相对困难等突出问题，从而有效提升凹腔驻涡稳定器的性能。
182	一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器	CN202111460720.2	2021-12-02	CN114060853B	2022-07-19	黄玥; 刘润富; 尤延铖
一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器，涉及航空发动机加力燃烧室。设有两级掺混段，每一级掺混段由不同尺寸的梯齿冠状混合器组成，且掺混段为环形结构，依据外涵气流流经的先后顺序依次命名为一级掺混段和二级掺混段，所述一级掺混段设置在二级掺混段内部；每一级掺混段由内壁与梯齿冠状混合器组成，梯齿冠状混合器内倾梯齿和外倾梯齿交替均匀排列在每一级的掺混段出口端面，气体流过内倾梯齿和外倾梯齿时，交错分布的梯齿诱导出流向涡，在梯齿冠状混合器的后端形成稳定和均匀的掺混区，强化内外涵道气流的掺混。有效抑制噪音的产生，有效增强航空发动机内外涵道气流掺混，提高混合效率，减小总压损失，从而提高加力燃烧室燃烧效率。
183	一种组合火焰稳定器加力燃烧室结构、控制方法	CN202011412640.5	2020-12-04	CN112503571B	2022-03-11	穆勇; 王于蓝; 阮昌龙; 刘存喜; 刘富强; 杨金虎; 王少林; 徐纲; 朱俊强
本发明涉及一种组合火焰稳定器加力燃烧室结构、控制方法，采用气动火焰稳定与机械火焰稳定组合的方式，适用于航空涡轮发动机和不同加力状态下的工作需求。外环气动火焰稳定器主要用于大加力状态下工作，内环机械火焰稳定器主要用于点火和较小加力状态下工作。内环机械火焰稳定器具有固定尺寸，可以保证钝体后的回流区大小，起到稳定点火源的作用，且位于加力燃烧室内侧，周向尺寸小，可以减小加力燃烧室堵塞比，降低加力燃烧室流动损失。外环气动火焰稳定器径向几何截面尺寸小于内环机械火焰稳定器径向几何尺寸，在不开加力时仅存在几何尺寸上的堵塞比及流动损失，可以有效降低航空涡轮发动机非加力状态下的推力损失，提高推重比。
184	一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器	CN202111460720.2	2021-12-02	CN114060853A	2022-02-18	黄玥; 刘润富; 尤延铖
一种用于一体化加力燃烧室的多级梯齿型混合器，涉及航空发动机加力燃烧室。设有两级掺混段，每一级掺混段由不同尺寸的梯齿冠状混合器组成，且掺混段为环形结构，依据外涵气流流经的先后顺序依次命名为一级掺混段和二级掺混段，所述一级掺混段设置在二级掺混段内部；每一级掺混段由内壁与梯齿冠状混合器组成，梯齿冠状混合器内倾梯齿和外倾梯齿交替均匀排列在每一级的掺混段出口端面，气体流过内倾梯齿和外倾梯齿时，交错分布的梯齿诱导出流向涡，在梯齿冠状混合器的后端形成稳定和均匀的掺混区，强化内外涵道气流的掺混。有效抑制噪音的产生，有效增强航空发动机内外涵道气流掺混，提高混合效率，减小总压损失，从而提高加力燃烧室燃烧效率。
185	一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器	CN202211126660.5	2022-09-16	CN115574347B	2023-12-29	何小民; 丁科技; 章宇轩
本发明公开了一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器，包括机匣、导流板、N个径向支板、凹腔稳定器、以及防振隔热屏。本法采用径向支板和凹腔稳定器相结合的方式，一方面，一部分气流进入凹腔稳定器内，形成驻涡区，产生值班级火焰，并在径向支板作用下，驻涡区内值班级火焰向主流区卷吸，进而引燃主流区油气混合物；另一方面，在径向支板下游形成稳定回流区，促进已燃高温气流与主流进口来流油气混合物掺混。本发明在原有双进口凹腔驻涡稳定器结构的基础上，通过把凹腔进气改为单进口的方式，解决了原有双进口双驻涡凹腔稳定器阻塞比偏大、流场组织相对困难等突出问题，从而有效提升凹腔驻涡稳定器的性能。
186	一种航空发动机加力燃烧室及其外涵喷油杆组件	CN202311039171.0	2023-08-17	CN117073013A	2023-11-17	姜雨; 程荣辉; 周春阳; 徐兴平; 曹茂国; 鲍占洋; 刘宝; 陈砥; 刘伟琛; 游庆江; 李凯
本申请涉及一种航空发动机加力燃烧室，包括：外壁；合流环，在外壁内设置，与外壁之间构成外涵；内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；航空发动机加力燃烧室外涵喷油杆组件，包括：喷油杆，其上沿轴向分布有多个喷油孔；多个旋流喷嘴，设置在各个喷油孔中；隔热套，套设在喷油杆外周，其迎风面上具有外涵气进口，背风面上具有多个沿轴向分布的外涵气排出缝、旋流喷嘴安装孔，两侧具有后向向外扩张的导流壁，大致呈V型；各个旋流喷嘴自各个旋流喷嘴安装孔露出；其中，喷油杆连接在外壁上，贯穿外壁设置，伸入到外涵中；各个旋流喷嘴及其隔热套位于外涵中。
187	一种采用气冷串列和分流支板整流的加力燃烧室	CN202210863222.0	2022-07-21	CN115200042A	2022-10-18	王建培; 才娟; 卢景旭; 郝燕平; 徐庆泽; 马宏宇; 单学庆; 贾亢
本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用气冷串列和分流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段和平直段；在进行加力燃烧时，内涵气流依次经过分流支板和整流支板，在经过分流支板时内涵气流沿着分流支板的倾斜角度方向进行流动，内涵气流的角度得到调整，经过弯扭段的整流后内涵气流与航空发动机轴线之间的角度进一步减少，直至在到达平直段时内涵气流沿着航空发动机的轴线方向流出，完成整流。内涵气流的流速有效减少，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。
188	一种组合火焰稳定器加力燃烧室结构、控制方法	CN202011412640.5	2020-12-04	CN112503571A	2021-03-16	穆勇; 王于蓝; 阮昌龙; 刘存喜; 刘富强; 杨金虎; 王少林; 徐纲; 朱俊强
本发明涉及一种组合火焰稳定器加力燃烧室结构、控制方法，采用气动火焰稳定与机械火焰稳定组合的方式，适用于航空涡轮发动机和不同加力状态下的工作需求。外环气动火焰稳定器主要用于大加力状态下工作，内环机械火焰稳定器主要用于点火和较小加力状态下工作。内环机械火焰稳定器具有固定尺寸，可以保证钝体后的回流区大小，起到稳定点火源的作用，且位于加力燃烧室内侧，周向尺寸小，可以减小加力燃烧室堵塞比，降低加力燃烧室流动损失。外环气动火焰稳定器径向几何截面尺寸小于内环机械火焰稳定器径向几何尺寸，在不开加力时仅存在几何尺寸上的堵塞比及流动损失，可以有效降低航空涡轮发动机非加力状态下的推力损失，提高推重比。
189	一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室	CN201811396454.X	2018-11-22	CN109539310B	2020-12-08	张群; 李小龙; 胡凡; 程祥旺; 刘强; 曹婷婷; 李程镐; 杨福正; 张鹏; 海涵; 王鑫
本发明提供了一种采用可调预热整流支板的一体化加力燃烧室，整流支板火焰稳定器由可调螺栓与中心椎体相连接，可根据实际工况实时调整整流支板火焰稳定器偏转角度，高温混合气体通过整流支板火焰稳定器两侧表面开设的进气小孔进入支板内部，对燃油通道中的燃油进行加热，后由整流支板火焰稳定器V型槽中部开设的喷气小孔向中心喷出，燃油受热后经整流支板火焰稳定器V型槽两侧处的直射式喷嘴喷出，进一步受热后在后方低速回流区进行燃烧，由于燃油受热雾化蒸发效果较好，在低速区油气混合时间也较长，使得油气混合效果较好，故能够在较小油气比条件下实现点火和稳定燃烧，可调整流支板火焰稳定器则可适应更大范围的工作状态，提高发动机性能。
190	一种双油路喷射及支板射流的一体化加力燃烧室	CN201611027851.0	2016-11-18	CN106594800A	2017-04-26	张群; 黎超超; 宋亚恒; 李承钰; 寇睿; 李逸飞
本发明提供了一种双油路喷射及支板射流的一体化加力燃烧室，在一体化加力燃烧室中采用双油路喷射方式，在整流支板火焰稳定器两侧、尾部中心位置和加力内锥中心位置进行喷射燃油，同时，在整流支板火焰稳定器两侧增加支板射流结构设计。优点在于一部分燃油经加力内锥油腔进入整流支板火焰稳定器油道，在其两侧及尾部中心位置由直射式或者离心式喷嘴喷出，另一部分燃油经加力内锥中心位置喷油孔向加力燃烧室内喷射，双油路的共同作用，很大程度上增强燃油与空气的混合程度；并且在整流支板火焰稳定器两侧增加支板结构，在整流支板火焰稳定器两侧进行燃油喷射，燃油碰撞于支板内侧，能够有效改善加力燃烧室内燃油雾化蒸发效果，同时，两侧支板能够降低气流速度，稳定气流，这些方面的共同作用，能够有效地提高加力燃烧室的燃烧效率和燃烧稳定性。而且由于加力内锥传输大量的热量给低温燃油，也使得加力内锥自身的温度降低了，提高了红外隐身性能。
191	一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室点火起爆系统	CN202310697804.0	2023-06-13	CN116538537A	2023-08-04	周雄; 罗杨; 宋勇; 何国忠; 周君辉; 王丹丹
本发明公开了一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室点火起爆系统，包括增压加力燃烧室、再生冷却换热器、燃油流路和起爆电嘴，本发明创新性地利用燃油再生冷却换热器提高供油油温，改善燃油雾化质量。通过燃油流路实现周向均匀喷注，利用高温燃气与喷注燃油横向射流之间的气动剪切，加快油滴破碎、蒸发与掺混速度，从而提升增压加力燃烧室点火起爆性能。同时采用再生冷却换热器与增压燃烧室环腔进行热交换，降低增压燃烧室环腔壁面的温度，大幅提升增压加力燃烧室热防护水平，延长其使用寿命。
192	一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置	CN202310086959.0	2023-02-08	CN116183232A	2023-05-30	李娜; 王建培; 张宝华; 高笛; 贾亢
一种航空发动机加力燃烧室试验进口气流加温装置，包括：外机匣；在外机匣内设置的外圈环形稳定器、蒸发管稳定器；多个外向传焰槽，沿周向连接在外圈环形稳定器、蒸发管稳定器之间；多个内向长径向稳定器、内向短径向稳定器，沿周向相间连接在蒸发管稳定器内侧；中间环形供油管，其上设置有多个沿周向分布的中间进油喷油杆，分别与各个稳定器进油管正对；内圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的内圈内向喷油杆、内圈外向喷油杆，分别与一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器正对；外圈环形供油管，其上设置有多组沿周向分布的外圈内向喷油杆，分别与一个内向长径向稳定器或内向短径向稳定器正对；点火电嘴，伸入到蒸发管稳定器内。
193	多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器	CN201810919096.X	2018-08-08	CN109899177B	2023-02-17	张鸿元; 张芷凝; 张廷琛
本发明改变现有喷气式涡扇航空发动机的设计思路，使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率，以多台涡轴航空发动机作为核心机；使用加力装置在短时间内大幅提升发动机的功率；通过控制离合器的开关只让一台核心机工作或者让多台核心机同时工作；把大流量高压气流喷进压力腔，让压力腔成为安装在飞行器周围各喷嘴组件喷出气流的缓冲器，成为消减风扇运转、燃油爆炸燃烧噪声的消音器，延长燃油在飞行器内部的燃烧时间以增加燃油的使用效益；让我们可以通过开、关及调节位于飞行器周围、连通压力腔的各个矢量喷嘴喷出的气流量及喷气方向，增加飞行器操控的简易性；创造性地发明了超高涵道比的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器。
194	一种应用于加力燃烧室的气动辅助雾化直射式喷嘴	CN202110848558.5	2021-07-27	CN113606610B	2022-10-21	杨帅; 刘云鹏; 颜应文; 李井华; 徐龙超
本发明公开了一种应用于加力燃烧室的气动辅助雾化直射式喷嘴，属于航空发动机领域。本发明通过在支板侧面安装直射喷嘴处开设异形气流出口流道，使得支板内部高压气流通过异形气流出口流道垂直射出，对喷油杆直射式喷嘴喷出的燃油进行气动剪切，在剪切力的作用下燃油表面K‑H不稳定性增强，燃油射流表面破碎加剧，增强燃油气动雾化效果，使燃油空间分布变广、粒径小、燃油穿透深度增大，达到改善燃烧效率以及增强燃烧室周向联焰性能的效果。异形流道射流同时能对喷嘴出口局部进行冷却，防止积碳结焦影响喷嘴性能。本发明设计的气动辅助雾化直射式喷嘴加工难度较小，实际应用方便，燃油雾化效果较好，对加力燃烧室整体性能有较大提升。
195	一种采用陶瓷基叶片和整流支板整流的加力燃烧室	CN202210863841.X	2022-07-21	CN115183269A	2022-10-14	马宏宇; 王建培; 贾亢; 徐庆泽; 郝燕平; 朱健; 高笛; 李娜
本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用陶瓷基叶和整流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统，整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段、导向段和锥形段，在进行加力燃烧时，内涵气流直接经过分流支板和弯扭段之间进行分流，实现对大角度内涵气流快速而短距离的整流，分流的两股内涵气流在导向段处合流，在导向段的导向下流向稳定，以便于组织燃烧，内涵气流在经过锥形段时在锥形段的凸起位置后，减少加力燃烧室内燃烧存在的余旋，减少振荡燃烧的风险。通过分流支板和整流支板的配合设置，整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。
196	一种应用于加力燃烧室凹腔结构的直射式扇形喷嘴	CN202010106368.1	2020-02-21	CN111306577A	2020-06-19	李伟; 颜应文; 邸东; 李井华; 刘勇
本发明公开了一种应用于加力燃烧室凹腔结构的直射式扇形喷嘴，涉及一种安装在加力燃烧室凹腔中，用于增强稳火性能和联焰性能的直射式扇形喷嘴，属于航空发动机领域。本发明通过在喷油杆底端开设一定排列形状的多个直射式喷孔，向加力燃烧室中的凹腔结构喷射燃油，开孔形状使得燃油喷出雾化之后呈现一个来扇形油雾环面形状，相邻两个喷油杆的扇形油雾面交叉，在凹腔结构中形成一个与机匣同心的油雾环，强化燃油雾化效果，增强周向联焰性能，改善燃烧效率，本发明的直射式扇形喷嘴加工难度较小，加工精度较高，喷孔直径较小，所以燃油雾化效果较好，对加力燃烧室整体性能有较大提升。
197	多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器	CN201810919096.X	2018-08-08	CN109899177A	2019-06-18	张鸿元; 张芷凝; 张廷琛
本发明改变现有喷气式涡扇航空发动机的设计思路，使用二个对转风扇以增加吸气及增压效率，以多台涡轴航空发动机作为核心机；使用加力装置在短时间内大幅提升发动机的功率；通过离合器的控制只让一台核心机工作或者让多台核心机同时工作；把大流量高压气流喷进压力腔，让压力腔成为各喷嘴组件喷出气流的缓冲器，成为消减风扇运转、燃油爆炸燃烧噪声的消音器，延长燃油在飞行器内部的燃烧时间以增加燃油的效益；让我们可以通过开、关及调节位于飞行器周围、连通压力腔的各个矢量喷嘴喷出的气流量及喷气方向，增加飞行器操控的简易性；创造性地发明了世界上最大涵道比、最省油、最低噪音的多核心机带加力燃烧室涡扇航空动力系统及飞行器。
198	一种偏转整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室	CN201611014940.1	2016-11-18	CN106678868B	2019-03-01	张群; 李承钰; 宋亚恒; 寇睿; 黎超超; 李逸飞
本发明提供了一种偏转整流支板的一体化加力燃烧室，可以有效扩大回流区，增加混气停留时间，提高燃烧效率。由内外涵道来的气流通过滑动挡板式后涵道引射器在整流支板火焰稳定器间进行混合，整流支板火焰稳定器叶片周向均匀排列，且与轴向成一定夹角，燃油通过供油管道进入整流支板火焰稳定器内部的燃油通道，由两侧的直射式喷嘴小孔喷出，与内外涵混气混合，在整流支板火焰稳定器后方燃烧。由于整流支板火焰稳定器的作用，回流区增大，油气停留时间延长，其混合更加均匀，燃烧更加充分，进而有效提高燃烧效率。
199	一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置	CN201610656252.9	2016-08-11	CN106247394B	2018-10-09	叶喜辉; 王东明; 张哲衡; 赵东洋; 刘春宇; 朱威
本发明涉及一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置，包括壳体、盖板、观察窗压盖及透视件，壳体与盖板采用螺栓固定连接；壳体上具有冷却水进口、冷却水出口、线缆引出口、腔内进气口、腔内出气口以及冷却气进口，壳体内部具有冷却水管路、线缆管路、腔内管路、冷却气管路以及与腔内管路连通的安装平台，线缆管路与安装平台之间设有挡板，壳体侧面设有观察口，观察口与安装平台连通，观察窗压盖与透视件安装于观察口处且均与壳体固定，观察窗压盖上设有透气孔，冷却气进口通过冷却气管路连通至透气孔。本发明的冷却保护装置具有结构紧凑，操作方便，工作可靠，成本较低，实用性较好，易于推广应用等优点，具有较大的实用价值。
200	一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置	CN201610656252.9	2016-08-11	CN106247394A	2016-12-21	叶喜辉; 王东明; 张哲衡; 赵东洋; 刘春宇; 朱威
本发明涉及一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置，包括壳体、盖板、观察窗压盖及透视件，壳体与盖板采用螺栓固定连接；壳体上具有冷却水进口、冷却水出口、线缆引出口、腔内进气口、腔内出气口以及冷却气进口，壳体内部具有冷却水管路、线缆管路、腔内管路、冷却气管路以及与腔内管路连通的安装平台，线缆管路与安装平台之间设有挡板，壳体侧面设有观察口，观察口与安装平台连通，观察窗压盖与透视件安装于观察口处且均与壳体固定，观察窗压盖上设有透气孔，冷却气进口通过冷却气管路连通至透气孔。本发明的冷却保护装置具有结构紧凑，操作方便，工作可靠，成本较低，实用性较好，易于推广应用等优点，具有较大的实用价值。

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