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公开(公告)号：CN114046212B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111443720.1
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有热变形补偿功能的复合隔热结构，解决现有发动机燃烧室及喷管外壁包覆的隔热层，易产生热防护失效，甚至隔热层结构破坏的问题。该复合隔热结构包括依次搭接的多个隔热主体；相邻两个隔热主体相接端面上均设有搭接凸台，两个隔热主体通过相邻搭接凸台相接，相邻搭接凸台的搭接长度大于隔热主体与被防护件热变形之差的最大值；每个隔热主体包括由内向外依次叠放的内支撑层、N个吸/隔热复合层和1个外支撑层，N为大于等于1的整数；每个吸/隔热复合层包括由内向外依次叠放的隔热层、烧蚀防热层和吸热层，相邻隔热主体之间具有热变形补偿能力，可以防止因隔热主体与被防护件之间的热变形不同，导致被防护件高温表面裸露。
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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：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：CN109779784A
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201811535859.7
申请日：2018-12-14
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，包括：进气流道、燃烧室流道和火箭发动机流道；火箭发动机流道位于燃烧室流道入口中心位置；进气流道位于火箭发动机流道四周且与火箭发动机流道一起汇入燃烧室流道；进气流道和燃烧室流道构成冲压流道，冲压流道与火箭发动机流道共同构成RBCC发动机内流道。本发明可在对冲压流道型面干涉尽可能小的前提下，发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推等优势。
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Patent Agency Ranking
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：CN113137628B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202110402255.0
申请日：2021-04-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。
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公开(公告)号：CN114046212A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111443720.1
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有热变形补偿功能的复合隔热结构，解决现有发动机燃烧室及喷管外壁包覆的隔热层，易产生热防护失效，甚至隔热层结构破坏的问题。该复合隔热结构包括依次搭接的多个隔热主体；相邻两个隔热主体相接端面上均设有搭接凸台，两个隔热主体通过相邻搭接凸台相接，相邻搭接凸台的搭接长度大于隔热主体与被防护件热变形之差的最大值；每个隔热主体包括由内向外依次叠放的内支撑层、N个吸/隔热复合层和1个外支撑层，N为大于等于1的整数；每个吸/隔热复合层包括由内向外依次叠放的隔热层、烧蚀防热层和吸热层，相邻隔热主体之间具有热变形补偿能力，可以防止因隔热主体与被防护件之间的热变形不同，导致被防护件高温表面裸露。
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公开(公告)号：CN113137628A
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202110402255.0
申请日：2021-04-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。
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公开(公告)号：CN110953072A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911133255.4
申请日：2019-11-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种高流量捕获能力变几何轴对称进气道，解决现有进气道无法同时兼具高超声速动力宽范围、高流量捕获能力发展设计要求的问题。高流量捕获能力变几何轴对称进气道包括中心锥以及唇口；中心锥和唇口均为回转体，且中心锥同轴套设在唇口内，并可沿轴向在唇口内相对滑动，以实现激波贴口，使得面积收缩比、气动压缩量与来流马赫数达到良好匹配。本发明进气道具备宽范围(Ma0～6+)工作，高流量捕获能力(如Ma1.5～6+范围，流量系数大于0.98)，可有力缓解当前高超声速动力宽范围发展的迫切需求。其可在Ma0～6+工作范围内正常工作，并在超声速段(如Ma1.5～6+)范围实现几乎流量全捕获，同时可匹配良好的压缩量，总体性能良好。
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