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公开(公告)号：CN113154448A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110482174.6
申请日：2021-04-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明提供一种用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置，解决现有矩形燃烧室上布置支板喷注器和稳定器不适用于圆形燃烧室中，支板喷注器连接存在繁冗、耗时、可靠性差问题。装置包括燃烧室本体和M个喷注组；燃烧室本体包括入口壳体、稳压壳体和锥筒结构的喷注器安装壳体；稳压壳体内壁设有环形缺口；每个喷注组包括沿喷注器安装壳体周向均布的N个支板喷注器，且所有支板喷注器圆周均布；支板喷注器包括喷注器本体、紧固螺母和密封圈；喷注器本体设在喷注器安装壳体上，其内部设有介质通道；喷注器本体上设有外螺纹和径向喷注孔；密封圈位于安装壳体内壁和限位块间；紧固螺母与外螺纹配合；M个喷注组的喷注器本体构型不同。
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公开(公告)号：CN116878023A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310759134.0
申请日：2023-06-26
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室，涉及发动机技术领域，以解决超声速燃烧室点火调节及控制步骤多、供应系统复杂，且所需附件舱布置复杂、占用空间大的问题。所述一种发动机超声速燃烧室的点火方法包括仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内。所述发动机的超声速燃烧室使用上述的发动机超声速燃烧室的点火方法。本发明提供的一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室用于降低点火供应系统的控制复杂度，简化产品结构。
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公开(公告)号：CN113154448B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202110482174.6
申请日：2021-04-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明提供一种用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置，解决现有矩形燃烧室上布置支板喷注器和稳定器不适用于圆形燃烧室中，支板喷注器连接存在繁冗、耗时、可靠性差问题。装置包括燃烧室本体和M个喷注组；燃烧室本体包括入口壳体、稳压壳体和锥筒结构的喷注器安装壳体；稳压壳体内壁设有环形缺口；每个喷注组包括沿喷注器安装壳体周向均布的N个支板喷注器，且所有支板喷注器圆周均布；支板喷注器包括喷注器本体、紧固螺母和密封圈；喷注器本体设在喷注器安装壳体上，其内部设有介质通道；喷注器本体上设有外螺纹和径向喷注孔；密封圈位于安装壳体内壁和限位块间；紧固螺母与外螺纹配合；M个喷注组的喷注器本体构型不同。
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公开(公告)号：CN114440260A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202011189759.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机热防护技术，具体涉及燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，以解决现有发动机燃烧室高热流区域凹腔采用的主动冷却装置存在换热效率低且使用性能差的问题。本发明所采用的技术方案为：一种燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，包括外壳体、冷却槽道和定向发汗冷却面板；外壳体背面设置在燃烧室内壁上，外壳体正面设置有凹腔内安装有冷却槽道和定向发汗冷却面板，外壳体的背面设置有进油阀和出油阀，进油阀用于获取燃烧室的燃油供应管路中煤油，出油阀用于向喷注器燃油进口提供煤油。
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公开(公告)号：CN109882886B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201811573630.2
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 一种斜坡式火箭布局方式的RBCC燃烧室及其设计方法，燃烧室从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；火箭推力室安装在所述的火箭斜坡安装段，使得火箭射流与冲压主流三侧接触且火箭射流位于扩张段火焰前锋之前，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定，避免了台阶火箭布局方式未能有效利用火箭高温高焓活性射流点火及火焰稳定的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109882886A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201811573630.2
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 一种斜坡式火箭布局方式的RBCC燃烧室及其设计方法，燃烧室从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；火箭推力室安装在所述的火箭斜坡安装段，使得火箭射流与冲压主流三侧接触且火箭射流位于扩张段火焰前锋之前，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定，避免了台阶火箭布局方式未能有效利用火箭高温高焓活性射流点火及火焰稳定的问题。
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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：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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