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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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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：CN110939529A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201911166824.5
申请日：2019-11-25
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种集成式燃气供应装置，解决现有空气涡轮火箭发动机的燃气供应外置使得发动机集成度低，截面尺寸包络大，影响发动机性能的问题。该装置包括燃料供应单元、氧化剂供应单元、防护单元、静叶部、以及由内向外依次同轴设置的轴系套筒、燃烧组织部、壳体，壳体包括内环壳体、外环壳体、以及设置在内环壳体和外环壳体之间的N个中空支板，N个中空支板沿圆周方向均布，燃烧组织部包括环形喷注器和环形身部，防护单元包括内环热防护件、外环热防护件，燃料供应单元包括设在外环壳体外壁的燃料阀门、对称设在燃料阀门两侧的两个燃料供应组件，氧化剂供应单元包括设在外环壳体外壁的氧化剂阀门、对称设在氧化剂阀门两侧的两个氧化剂供应组件。
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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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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：CN113202632B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202110690787.9
申请日：2021-06-22
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种适用于高超声速飞行器发动机的高压氢气供应系统，包括高压氢气瓶、主供应单元、动力系统供应单元以及润滑系统供应单元；主供应单元输入端与高压氢气瓶连通，主供应单元输出端分别与动力系统供应单元和润滑系统供应单元连通；主供应单元包括主管道，以及沿着氢气流向依次设置在主管路上的高压氢充放气阀、电爆阀、氮气充气阀以及氢气减压阀；动力系统供应单元包括第一管道、氢气分流器以及两条分支管道；润滑系统供应单元包括第二管道、滑油贮箱、滑油管道、滑油加注泄出阀、滑油电磁阀以及滑油孔板；本发明实现了对高超声速飞行器供应氢气作为燃料，同时利用高压氢气作为动力挤压滑油供应发动机，提高了系统紧凑度和可靠度。
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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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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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公开(公告)号：CN110131074A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910441184.8
申请日：2019-05-24
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种飞行器动力系统，具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进系统，解决了现有飞行器动力系统不能满足高超声速飞行器对动力系统的需求的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种双组元空气涡轮火箭推进系统，包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体、二次燃烧室和尾喷管；发动机壳体和二次燃烧室的内腔设置整流锥、轴流风扇、连接轴、一次燃烧室、燃气涡轮和掺混装置；整流锥的出口端连接在轴流风扇入口；轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室；一次燃烧室的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮的入口；燃气涡轮的出口与掺混装置中的内流道连通；掺混装置和二次燃烧室之间形成的外流道与轴流风扇的出口连通。
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公开(公告)号：CN117072327A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311162660.5
申请日：2023-09-11
摘要： 一种低出口流场畸变的组合发动机预冷器，包含导流锥、盖板、预冷扇片、集气腔、出口锥、冷却介质入口主管和冷却介质出口主管；主管通过集气腔与支管连通，支管之间通过毛细管束相连通，集气腔中间存在挡板隔断，形成入口腔和出口腔，分别作为冷却介质在预冷器中流动循环的起点和终点，导流锥和出口锥分别固定在预冷器的盖板和集气腔上。本发明满足了组合发动机高马赫数飞行时来流空气冷却的需求，同时消除了预冷器出口流场畸变对压气机工作带来的安全风险，更好地切合了组合发动机对于预冷器的需求，为工程实际应用提供了一种新的预冷器结构设计方案。
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公开(公告)号：CN115288851A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210860002.2
申请日：2022-07-20
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种预冷发动机燃烧室气/气掺混燃烧旋流器装置，旋流器壁、导向叶片和叶片轴内部分别设有旋流器壁空腔、导向叶片空腔和叶片轴空腔，形成作为气体燃料流路的气体燃料集气腔，旋流器壁、导向叶片和叶片轴正面设有气体燃料喷孔。气体燃料由旋流器背面的叶片轴空腔进入，由正面的气体燃料喷孔喷出，空气从旋流器相邻导向叶片之间形成的空气流路流出，与喷出的气体燃料发生掺混燃烧，具有燃烧效率高、总压损失小、适应范围宽等优点，可推广至如燃气轮机等其他种类涉及到气/气掺混燃烧的燃烧室。
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公开(公告)号：CN111120107B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201911285954.0
申请日：2019-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体发动机技术领域，公开了一种发动机气体收集分流装置，包括壳体、进气集气管、排气集气管、隔板、支板、堵盖；壳体包括内壁、外壁，内壁与外壁同轴设置，内壁与外壁之间的空间形成气流通道；内壁外表面周向等距设置支板；内壁内表面径向设置隔板，隔板将内壁分隔成封闭的前腔和后腔；外壁外表面设置进气集气管、排气集气管，进气集气管与后腔连通，排气集气管与前腔连通，进气集气管的外端设置进气接口，排气集气管的外端设置排气接口，将两种不同介质分离，控制通入燃烧室的燃料，避免由于通入燃烧室的燃料过多造成燃烧室富燃环境以致点不着的现象，将驱动涡轮机的介质收集后排出或者重新分配，同时能根据燃烧室需求提供燃料供应。
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公开(公告)号：CN110939529B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN201911166824.5
申请日：2019-11-25
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种集成式燃气供应装置，解决现有空气涡轮火箭发动机的燃气供应外置使得发动机集成度低，截面尺寸包络大，影响发动机性能的问题。该装置包括燃料供应单元、氧化剂供应单元、防护单元、静叶部、以及由内向外依次同轴设置的轴系套筒、燃烧组织部、壳体，壳体包括内环壳体、外环壳体、以及设置在内环壳体和外环壳体之间的N个中空支板，N个中空支板沿圆周方向均布，燃烧组织部包括环形喷注器和环形身部，防护单元包括内环热防护件、外环热防护件，燃料供应单元包括设在外环壳体外壁的燃料阀门、对称设在燃料阀门两侧的两个燃料供应组件，氧化剂供应单元包括设在外环壳体外壁的氧化剂阀门、对称设在氧化剂阀门两侧的两个氧化剂供应组件。
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