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公开(公告)号：CN115434823A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211059100.2
申请日：2022-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，包括压气机流道和RBCC发动机流道，所述压气机流道与RBCC发动机流道并联设置，两个流道共用进气道，所述进气道流道之后设置火箭推力室、一级燃烧室和二级燃烧室以及尾喷管；所述压气机流道气流汇入二级燃烧室，在二级燃烧室中进行燃烧。
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公开(公告)号：CN112727634B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202011439429.2
申请日：2020-12-07
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种矩形截面喷管，其中，所述喷管包括：喷管本体、环向加强筋、金属罩、隔热板以及隔热毡；所述环向加强筋环绕设置在所述喷管本体后部区域外表面，其中，所述喷管本体采用碳/碳‑碳化硅复合材料，所述喷管本体为矩形截面流道；所述金属罩设置在所述喷管本体入口区域外表面；所述隔热板包覆在所述喷管本体外壁；所述喷管本体出口外侧与飞行器机体隔框之间填充所述隔热毡。本发明公开的矩形截面喷管，具有耐高温、耐高热流燃气以及轻质化等特点。
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公开(公告)号：CN109372657B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201811014133.9
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路(1)之间的能量传递和转换，降低了冷却需求的燃料及燃料燃烧率，同时降低了加热器的补热功率，具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点，可作为水平起降可重复两级入轨飞行器的一级和临近空气高超声速投放平台的动力系统。
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公开(公告)号：CN109441642B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201811527814.5
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明的高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法，为克服现有发动机燃料裂解过程选择性不强，化学热沉较低的技术问题，本发明的供应系统包括燃料贮箱、电加热装置、输送管路、分配管路、多个喷注器、气瓶、减压阀及控制单元；燃料贮箱设置在高速吸气式发动机的换热通道的换热面处，燃料贮箱内贮存有固体燃料；气瓶的出口通过减压阀与燃料贮箱连接；电加热装置用于对燃料贮箱进行加热；多个喷注器的出口朝向燃烧室内；输送管路的入口与燃料贮箱的出口连接，输送管路的出口与换热通道的入口连接，输送管路上还设置有电磁阀；分配管路包括主管路、多个分支管路及燃料分配阀，主管路的入口与换热通道的出口连接。
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公开(公告)号：CN109372657A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811014133.9
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路(1)之间的能量传递和转换，降低了冷却需求的燃料及燃料燃烧率，同时降低了加热器的补热功率，具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点，可作为水平起降可重复两级入轨飞行器的一级和临近空气高超声速投放平台的动力系统。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105449526B
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201510965043.8
申请日：2015-12-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种小型非冷却等离子体射流点火器，主要由阳极、阴极、气旋器、陶瓷、壳体、弹簧、供气管路(阴极接线管)组成。阳极、阴极、陶瓷等零件通过壳体和弹簧挤压固定，阴极和阴极接线管通过插接方式连接。本发明具有体积小、重量轻、使用方便、安装维护简单、点火能力强、可多次启动的优点，可作为各种加热器、燃烧室、航空发动机、以及ATR组合发动机的点火装置。
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公开(公告)号：CN114962008B
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202210470318.0
申请日：2022-04-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机点火方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置（贮箱、阀门等），系统简单。
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公开(公告)号：CN117249017A
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202310951418.X
申请日：2023-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种RBCC发动机，涉及发动机热防护技术领域，解决了RBCC发动机外壁产生的热辐射过高损坏舱内设备，影响飞行器正常运行的技术问题。所述RBCC发动机包括本体，以及沿远离所述本体的外壁面方向依次设置在所述本体的至少部分外壁面上的碳纤维毡层、陶瓷纤维毡层和氧化铝气凝胶层。
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