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公开(公告)号：CN114962008A
公开(公告)日：2022-08-30
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系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法，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系统及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。同时，本发明公开一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法。
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公开(公告)号：CN112628016A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011492716.X
申请日：2020-12-16
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种RBCC发动机供应系统，其中，所述系统包括：气瓶、起动活门、减压器、四氧化二氮贮箱、无水肼贮箱、煤油贮箱、四氧化二氮调节装置、四氧化二氮孔板组、无水肼调节装置、无水肼孔板组、煤油油量调节装置、第一四氧化二氮活门、第二四氧化二氮活门、第一无水肼活门、第二无水肼活门、以及煤油活门。本发明公开的RBCC发动机供应系统，具有结构简单、可靠的特点。
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公开(公告)号：CN110805926B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201911083598.4
申请日：2019-11-07
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/30
Abstract: 本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，公开了一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器，包括主路通道和辅路通道，主路通道包括成排设置的主路喷注孔，与所有主路喷注孔连通的主路入口供油管；主路入口供油管为常开状态；辅路通道包括成排设置的辅路喷注孔，与所有辅路喷注孔连通的辅路入口供油管；主路喷注孔、辅路喷注孔设置在支板上；所有主路喷注孔与所有辅路喷注孔均不相通，辅路入口供油管上设置有辅路入口膜片阀。采用双燃料通道，使不同相态的燃料分别通过双燃料通道喷注，保证在适中的系统压力下支板的供油量，适应主动冷却燃烧室出口燃油的温度、密度、压力、相态大范围变化。
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公开(公告)号：CN110939530A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201911115321.5
申请日：2019-11-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机技术领域，公开了一种混合稳焰装置，包括波瓣混合器、盖板和扰流柱；盖板与波瓣混合器之间形成集气腔，在波瓣混合器外涵空气气流出口位置布置扰流柱，扰流柱的内腔与集气腔相通，扰流柱的侧壁和盖板上分别设置有喷注孔a和喷注孔b，通过喷注孔a和喷注孔b对可燃气进行二次分流后进入燃烧室与空气进行掺混，提高可燃气的喷注压力，进而提高可燃气在气态环境中的穿透能力，从而实现两股气流的高效混合；在波瓣混合器外涵空气气流出口位置布置扰流柱，能够在扰流柱下游形成大尺度的径向涡，强制外涵空气在混合器出口沿扰流柱周向流动，缩短外涵空气与内涵可燃气的混合距离，提高空气与混合器内涵出口可燃气的质量交换率，改善掺混效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110821711A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911083600.8
申请日：2019-11-07
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及高超声速飞行器动力系统燃烧室技术领域，公开了一种燃烧室的点火、稳燃结构，包括设置在支板上的凹腔，在凹腔的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元，自燃推进剂喷注单元包括在凹腔的壁面上设置的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔，氧化剂喷注孔与燃料喷注孔的喷射角度呈夹角β，通过氧化剂喷注孔向凹腔内喷射氧化剂，通过燃料喷注孔向凹腔内喷射点火用推进剂，通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气，不仅可以实现RBCC燃烧室的点火，而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定，同时，将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。
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公开(公告)号：CN110805926A
公开(公告)日：2020-02-18
申请号：CN201911083598.4
申请日：2019-11-07
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/30
Abstract: 本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，公开了一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器，包括主路通道和辅路通道，主路通道包括成排设置的主路喷注孔，与所有主路喷注孔连通的主路入口供油管；主路入口供油管为常开状态；辅路通道包括成排设置的辅路喷注孔，与所有辅路喷注孔连通的辅路入口供油管；主路喷注孔、辅路喷注孔设置在支板上；所有主路喷注孔与所有辅路喷注孔均不相通，辅路入口供油管上设置有辅路入口膜片阀。采用双燃料通道，使不同相态的燃料分别通过双燃料通道喷注，保证在适中的系统压力下支板的供油量，适应主动冷却燃烧室出口燃油的温度、密度、压力、相态大范围变化。
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公开(公告)号：CN109441642A
公开(公告)日：2019-03-08
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：CN104727944A
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201510025619.2
申请日：2015-01-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭基组合动力发动机拓宽定几何进气道工作范围的结构及方法，通过在内压段分离包可能存在的区域的顶板压缩面上开沿流向的矩形放气槽，其长边和气流方向平行，放掉分离包以实现进气道通流，从而拓展进气道的工作范围。解决当高超声速进气道工作于接力点马赫数以下至很低的超声速状态，一般不起动。内压段顶板一侧产生较大的分离包，流场结构复杂，性能严重下降的问题，极大拓宽定几何混压式进气道的工作范围，实现进气道在接力点马赫数以下正常工作，并将进气道的最低工作马赫数降至2.0以下。
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公开(公告)号：CN205543691U
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201521071938.9
申请日：2015-12-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本实用新型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。本实用新型具有体积小、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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