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公开(公告)号：CN117212836B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202311399554.9
申请日：2023-10-26
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
Abstract: 本发明公开了一种超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器，属于飞行器技术领域。包括圆锥体、后置腔、环形稳定器和传焰槽，圆锥体的后部与后置腔相连接，二者之间形成环形中心凹腔；后置腔上设有多个可向环形中心凹腔供油的喷嘴，喷嘴均连通第一供油单元；传焰槽的数量与喷嘴的数量相对应，多个传焰槽的一端与后置腔固连呈后倾状、周向均匀分布，另一端连接环形稳定器；每个传焰槽正对一个喷嘴，用于将燃烧形成的联焰气流从环形中心凹腔向环形稳定器方向传递。采用一体化设计，在冷阻损失较小的条件下，在保证点火及传焰能力的前提下控制流阻损失，最大限度的发挥各部分稳定器对火焰的稳定和扩散能力，大幅提高燃烧室的燃烧效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118088496B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410524652.9
申请日：2024-04-29
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
IPC: F04D29/44
Abstract: 本发明公开了一种飞机辅助动力装置、叶片展向Γ型厚度分布楔形扩压器及其成型方法，属于航空发动机领域。包括扩压器轮盖和多个后掠叶片，多个后掠叶片沿周向均布在扩压器轮盖上；后掠叶片根部尾缘所在圆弧半径大于后掠叶片根部前缘所在圆弧半径；后掠叶片尖部前缘厚度与后掠叶片根部前缘厚度相等，后掠叶片尖部尾缘厚度大于后掠叶片根部尾缘厚度；后掠叶片尖部尾缘所在圆弧半径大于后掠叶片根部尾缘所在圆弧半径；后掠叶片尖部前缘所在圆弧半径与后掠叶片根部前缘所在圆弧半径相等。本发明可提升楔形扩压器对非均匀来流的适应性，减小流动分离，提高扩压能力，从而进一步改善飞机辅助动力装置的性能与工作可靠性。
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公开(公告)号：CN117212836A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311399554.9
申请日：2023-10-26
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
Abstract: 本发明公开了一种超音速飞机及独立供油组合式火焰稳定器，属于飞行器技术领域。包括圆锥体、后置腔、环形稳定器和传焰槽，圆锥体的后部与后置腔相连接，二者之间形成环形中心凹腔；后置腔上设有多个可向环形中心凹腔供油的喷嘴，喷嘴均连通第一供油单元；传焰槽的数量与喷嘴的数量相对应，多个传焰槽的一端与后置腔固连呈后倾状、周向均匀分布，另一端连接环形稳定器；每个传焰槽正对一个喷嘴，用于将燃烧形成的联焰气流从环形中心凹腔向环形稳定器方向传递。采用一体化设计，在冷阻损失较小的条件下，在保证点火及传焰能力的前提下控制流阻损失，最大限度的发挥各部分稳定器对火焰的稳定和扩散能力，大幅提高燃烧室的燃烧效率。
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公开(公告)号：CN116771724A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310939942.5
申请日：2023-07-28
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
Abstract: 本发明提供了一种风扇静子与过渡段融合设计布局结构，所述布局结构包括内端壁、外端壁与风扇静子叶片，所述内端壁、外端壁与风扇静子叶片组成了过渡段；所述内端壁与外端壁构成环形通道，环形通道进口与风扇转子内涵道出口相连，环形通道出口与内涵道压气机进口相连；风扇静子叶片在环形通道内周向均布，且每个叶片尖部均与外端壁相连，叶片根部均与内端壁相连；所述内端壁在风扇静子叶片通道区域采用非轴对称端壁设计，所述非轴对称端壁利用三角函数进行曲面造型，具有丰富的自由度。本发明可以在保证压缩系统性能基本不变的前提下，有效缩短发动机轴向长度，简化发动机结构。
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公开(公告)号：CN119778099A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510297615.3
申请日：2025-03-13
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
Abstract: 本发明公开了一种微小型涡轮发动机高效冷却涡轮结构及导向器，属于航空发动机领域。包括火焰筒和导向器，导向器位于火焰筒的后方，导向器上设有多个叶片，每个所述叶片内均设有多个叶片冷却流道；叶片冷却流道与主冷却通道相通，冷却气体由主冷却通道进入叶片冷却流道对导向器进行冷却后进入导向器内侧的环腔内；环腔的下部连通辅冷却通道，所述辅冷却通道用于向环腔内输入低温高压气体；环腔的后部连通排气通道。通过主冷却通道结合辅冷却通道的设计，主冷却通道用于冷却导向器，提升涡轮前温度，辅冷却通道用于防止主冷却通道的气倒灌到发动机的轴承腔。
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公开(公告)号：CN118088496A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410524652.9
申请日：2024-04-29
Applicant: 融通航空发动机科技有限公司
IPC: F04D29/44
Abstract: 本发明公开了一种飞机辅助动力装置、叶片展向Γ型厚度分布楔形扩压器及其成型方法，属于航空发动机领域。包括扩压器轮盖和多个后掠叶片，多个后掠叶片沿周向均布在扩压器轮盖上；后掠叶片根部尾缘所在圆弧半径大于后掠叶片根部前缘所在圆弧半径；后掠叶片尖部前缘厚度与后掠叶片根部前缘厚度相等，后掠叶片尖部尾缘厚度大于后掠叶片根部尾缘厚度；后掠叶片尖部尾缘所在圆弧半径大于后掠叶片根部尾缘所在圆弧半径；后掠叶片尖部前缘所在圆弧半径与后掠叶片根部前缘所在圆弧半径相等。本发明可提升楔形扩压器对非均匀来流的适应性，减小流动分离，提高扩压能力，从而进一步改善飞机辅助动力装置的性能与工作可靠性。
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