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公开(公告)号：CN116804390A
公开(公告)日：2023-09-26
申请号：CN202310867332.9
申请日：2023-07-14
申请人： 西安交通大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F02C7/266
摘要： 一种环形滑动弧放电激励的等离子体点火助燃头部，导流支撑位于旋流安装座的外环上。绝缘件位于旋流安装座出气端的锥形端面。燃烧室点火助燃头部在高压电极环与旋流安装座出气端之间产生滑动弧，与喷出的燃油喷雾充分耦合，实现点火助燃。绝缘件收敛段位于该航空发动机燃烧室进气端，绝缘件扩张段位于该航空发动机燃烧室出气端。本发明在高压电极环与旋流安装座间产生滑动弧，有效避免了电极烧蚀，防止了因带电导致燃油喷嘴性能下降。通过绝缘件与旋流安装座之间的位置关系来保证放电位置与放电距离，从而控制电弧强度。能够直接安装在燃烧室中使用，并使燃烧室出口的平均温度有所提升且温度分布更加均匀，提升了燃烧效率，使燃料燃烧更加充分。
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公开(公告)号：CN118669824A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410717304.3
申请日：2024-06-04
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本发明提供一种航空发动机燃烧室燃油喷嘴结构，通过将副喷嘴设计为双路同轴离心喷嘴配合两级活门结构，实现了对副油路的分级供油，解决了现有技术采用的双油路喷嘴结构难以兼顾小供油量下燃油的雾化性能与最大供油量持续提高的发动机需求之间的矛盾。此外通过在双路同轴离心喷嘴的内层采用低流量数(油压高、雾化好)的离心喷嘴实现小供油量下的良好雾化，外层采用流量数较高的离心喷嘴并通过活门控制其在主油路开始供油前的某个合适的供油量下开始工作，可使得燃烧区燃油分布更为均匀。
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公开(公告)号：CN117167778A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311285720.2
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 一种航空发动机轴向分级周向分区燃烧室，包括：燃烧室外机匣；燃烧室内机匣，在燃烧室外机匣内设置；火焰筒，在燃烧室外机匣、燃烧室内机匣之间设置，头部具有多个沿周向相间分布的头部安装孔、头部进气孔；多个空气离心雾化燃油喷嘴，设置在各个头部安装孔中；多个轴向分级周向分区整流隔板，沿周向设置在火焰筒内部，处于火焰筒前端，正对涡轮导向器各个叶片，尾部具有周向分区射流孔，两侧壁上分布有前部凹腔、后部凹腔，其内中空；多个前部凹腔燃油射流喷嘴，连接在各个轴向分级周向分区整流隔板侧壁上，位于前部凹腔前侧；多个后部凹腔燃油射流喷嘴，连接在各个轴向分级周向分区整流隔板侧壁上，位于后部凹腔前侧。
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公开(公告)号：CN115355540B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202210936197.4
申请日：2022-08-05
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 一种航空发动机三旋流主燃烧室，包括：扩压器；环形外机匣，其进口与扩压器外壁出口连接；环形火焰筒外壁，在环形外机匣内设置，其上具有多个沿周向分布的外侧支撑孔；多个外侧支撑杆，连接在环形外机匣上，对应穿过一个外侧支撑孔设置；环形火焰筒内壁，在环形火焰筒外壁内设置，与环形火焰筒外壁构成环形火焰筒，其进口与扩压器内壁出口连接，其上具有多个沿周向分布的内侧支撑孔；多个内侧支撑杆，连接在扩压器内壁上，对应穿过一个内侧支撑孔设置；多个燃油喷嘴，沿周向连接在环形外机匣上，其喷油端伸入到环形火焰筒的进口内；多个外侧旋流器，每个外侧旋流器内圈对应套接在一个燃油喷嘴的喷油端，外圈与环形火焰筒的进口部位连接。
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公开(公告)号：CN109632325B
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN201811543807.4
申请日：2018-12-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本申请公开了一种主燃烧室流量分配方法，其包括：保持进口压力温度、压力恒定不变，封堵待测孔，测得气流进入火焰筒前任意位置的压力和火焰筒出口位置的压力之间的相对差值计算参考压力损失值来获取流量特性曲线；建立封堵不同待测孔状态下的流量特性曲线方程，根据上述流量特性曲线方程计算火焰筒的流量分配比例。本申请的主燃烧室流量分配方法通过改变试验进口状态要求，将进气常温常压环境改为恒定温度、压力测量，从而避免了因环境和设备长期工作造成的温度、压力波动对试验结果的影响；其次，对孔前孔后的压力位置不做具体要求，只选择气流进入火焰筒前任意位置或壁面位置的压力和火焰筒出口压力相对差值为参考损失值来获取流量特性曲线。
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公开(公告)号：CN109632325A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811543807.4
申请日：2018-12-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G01M15/14
CPC分类号： G01M15/14
摘要： 本申请公开了一种主燃烧室流量分配方法，其包括：保持进口压力温度、压力恒定不变，封堵待测孔，测得气流进入火焰筒前任意位置的压力和火焰筒出口位置的压力之间的相对差值计算参考压力损失值来获取流量特性曲线；建立封堵不同待测孔状态下的流量特性曲线方程，根据上述流量特性曲线方程计算火焰筒的流量分配比例。本申请的主燃烧室流量分配方法通过改变试验进口状态要求，将进气常温常压环境改为恒定温度、压力测量，从而避免了因环境和设备长期工作造成的温度、压力波动对试验结果的影响；其次，对孔前孔后的压力位置不做具体要求，只选择气流进入火焰筒前任意位置或壁面位置的压力和火焰筒出口压力相对差值为参考损失值来获取流量特性曲线。
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公开(公告)号：CN117308140A
公开(公告)日：2023-12-29
申请号：CN202311268958.4
申请日：2023-09-28
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F23R3/28
摘要： 本申请属于航空发动机燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室燃料冷却结构，包括：燃烧室外壁，其上具有外壁燃料进口；燃烧室内壁，在燃烧室外壁内设置；火焰筒，在燃烧室外壁、燃烧室内壁之间设置，其头部成型有多个进气孔，外壁上末端成型有燃料流通孔，其侧壁内部中空；各个进气孔侧壁上具有多个沿其周向分布的燃料喷孔；燃料通道，连接在燃烧室外壁、火焰筒外壁之间，连通外壁燃料进口、燃料流通孔；内部隔板，在火焰筒侧壁内部设置，将火焰筒内部分割为外层腔、内层腔；内层腔、外层腔之间在在火焰筒外壁末端、内壁末端连通；内层腔与各个燃料喷孔连通；分腔隔板，在内层腔内设置，位于火焰筒头部，将内层腔沿周向分割为两部分。
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公开(公告)号：CN117211961A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311285701.X
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动涡轮冷却设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室扩压器引气对涡轮的冷却结构，工作时，扩压器出口流出的高压空气，存在部分经外侧引气孔进入到外侧环形引气腔中，以及存在部分经内侧引气孔进入到内侧环形引气腔中，进入到外侧环形引气腔的高压空气可进一步经支板内部进入到内侧环形引气腔中，与经内侧引气孔进入到内侧环形引气腔中的高压空气发生掺混，其后流入到各个引气通道中，沿轴向向后流动，通过涡轮冷却喷气嘴向后喷出，作为冷却气，供给涡轮转子叶片冷却，且可通过引气流量控制阀控制该部分冷却气的流量，适配不同的工况，兼顾航空发动机在不同工况下对推力、效率的需求。
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公开(公告)号：CN116906187A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202311052621.X
申请日：2023-08-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请涉及一种航空发动机核心机引气冷却结构，设计利用燃烧室外机匣、燃烧室内机匣、燃烧室火焰筒、燃烧室进口扩压器、引气回流集气罩以及连接涡轮一级转子轮盘与压气机末级转子轮盘的传动轴，构建冷却路径，利用回流气实现对涡轮前端转子叶片的冷却，整体结构简洁紧凑，无需在外侧设置额外的引气管进行压气机级间引气对涡轮进行冷却，且不需要再额外设计变形补偿结构，密封可靠，不易发生气体泄漏等方面的问题，此外，直接进行回流气引气的引气回流冷却通道可设计呈环形，不会对引气位置流场周向均匀性造成影响，并可在引气过程中利用引气回流集气腔、引气回流扩压腔对回流气进行多次的扩压降速，均匀混合，可保证回流气冷却的稳定性。
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公开(公告)号：CN209432443U
公开(公告)日：2019-09-24
申请号：CN201822104243.6
申请日：2018-12-14
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本申请公开了一种具有火焰筒侧壁冷却功能的燃烧室试验件，所述燃烧室试验件包括：火焰筒外壁和火焰筒内壁；和设置于火焰筒外壁和火焰筒内壁两侧的火焰筒左侧壁和火焰筒右侧壁，所述火焰筒左侧壁和所述火焰筒右侧壁内部均设有与燃气方向平行的多个冷却通道以及与所述冷却通道连通的多个均压通道，所述均压通道与所述冷却通道垂直，在所述火焰筒左侧壁和所述火焰筒右侧壁远离燃气方向的侧面均设有与所述冷却通道连通的进气口和出气口。本申请的燃烧室试验件通过将火焰筒侧壁内部设置冷却通道，可以对火焰筒侧壁进行主动冷却，并设置均压通道以平衡各冷却通道之间的压力，使各冷却通道之间的冷却剂流量更均匀，可有效降低火焰筒侧壁燃气侧壁温。
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