| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 21 | 一种环形供油式一体化加力燃烧室 | CN201711335318.5 | 2017-12-14 | CN108131684B | 2019-11-22 | 张群; 曹婷婷; 杨福正; 李程镐; 刘强; 宋亚恒; 王鑫; 海涵; 张鹏; 寇睿; 李承钰 |
| 本发明提供了一种环形供油式一体化加力燃烧室。将涡轮后整流支板与火焰稳定器一体化设计，并采用双级整流支板火焰稳定器径向错位结构设计，这样在其下游更易形成较为稳定、尺寸范围较大和旋涡流动较强的低速回流区。两级整流支板之间设置一个整环凹槽稳定器。在加力内锥内部开一个油腔，并连接第一级整流支板内部的燃油通道，燃油吸收加力内锥的热量后，最后到达整环凹槽稳定器的内部。主燃油从整环凹槽稳定器两侧纵向喷出，值班燃油从其凹槽处喷出形成值班火焰，实现软点火。通过合理地开喷嘴小孔，可以有效地提高燃油雾化效果，从而提高了稳定性和燃烧效率。本发明的优势在于采用径向错位的双级整流支板，形成更好的回流区，同时利用整环凹槽稳定器纵向喷油，增加油气混合效果，并形成值班火焰，实现软点火，从而有效提高了燃烧稳定性。 | ||||||
| 22 | 加力燃烧室双层整流支板 | CN201710222402.X | 2017-04-07 | CN106838987B | 2019-07-05 | 张群; 李逸飞; 黎超超; 寇睿; 李承钰; 宋亚恒 |
| 本发明提供了一种加力燃烧室双层整流支板的进气结构，能够对气流进行两次减速，在加力燃烧室中能够有效提高低速气流的区域，从而能够保证火焰在加力燃烧室中稳定的进行。本发明分别在加力燃烧室入口以及加力尾椎尾部设置两层整流支板，并在加力尾椎尾部设置内套筒将气流分为内外两部分，外涵用于补燃以及冷却，内涵空气用于主燃，从而实现气流充分利用。同时，内套筒的渐扩入口可以进一步减速气流，从而保证内涵主燃区的稳定充分燃烧。 | ||||||
| 23 | 加力燃烧室及涡轮发动机 | CN201610222015.1 | 2016-04-11 | CN105698219B | 2018-07-27 | 王兵; 计自飞; 谢峤峰; 张会强 |
| 本发明提供了一种加力燃烧室及涡轮发动机。加力燃烧室包括：外筒体组件、中心体组件、油路组件、环形燃烧腔以及点火器。中心体组件包括：前体，位于加力燃烧室的轴向前端且与外筒体组件形成环形燃烧腔的供含氧气体进入的气体入口；中体，沿轴线位于前体的后方且连接于前体并与前体成为一体；以及后体，沿轴向位于中体后方且与中体滑动套设，并与外筒体组件形成环形燃烧腔的气体出口。点火器设置于与外筒体组件形成环形燃烧腔的中心体组件的对应部分，以用于对进入环形燃烧腔内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气旋转爆震燃烧，从而解决了加力燃烧室燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了工质的做功能力。 | ||||||
| 24 | 一种环形供油式一体化加力燃烧室 | CN201711335318.5 | 2017-12-14 | CN108131684A | 2018-06-08 | 张群; 宋亚恒; 王鑫; 海涵; 张鹏; 寇睿; 李承钰 |
| 本发明提供了一种环形供油式一体化加力燃烧室。将涡轮后整流支板与火焰稳定器一体化设计，并采用双级整流支板火焰稳定器径向错位结构设计，这样在其下游更易形成较为稳定、尺寸范围较大和旋涡流动较强的低速回流区。两级整流支板之间设置一个整环凹槽稳定器。在加力内锥内部开一个油腔，并连接第一级整流支板内部的燃油通道，燃油吸收加力内锥的热量后，最后到达整环凹槽稳定器的内部。主燃油从整环凹槽稳定器两侧纵向喷出，值班燃油从其凹槽处喷出形成值班火焰，实现软点火。通过合理地开喷嘴小孔，可以有效地提高燃油雾化效果，从而提高了稳定性和燃烧效率。本发明的优势在于采用径向错位的双级整流支板，形成更好的回流区，同时利用整环凹槽稳定器纵向喷油，增加油气混合效果，并形成值班火焰，实现软点火，从而有效提高了燃烧稳定性。 | ||||||
| 25 | 隐身性加力燃烧室内锥体设计方法 | CN201711130079.X | 2017-11-15 | CN108052694A | 2018-05-18 | 徐兴平; 姜雨; 鲍占洋; 刘宝; 陈砥; 游庆江 |
| 本发明涉及航空发动机技术领域，具体提供了隐身性加力燃烧室内锥体设计方法，首先获得内锥体的加力燃烧室内涵进口面积、出口面积、进口总压、总温、流量以及扩张段长度，然后计算当量扩张半角和气动参数，得到进口截面速度系数和气流静压，再计算出气流速度系数减小到设定值时对应的流道面积，并根据流道面积、内涵进口截面面积及当量扩张半角确定首段扩张长度，确定分段点，之后计算内涵进口截面和分段点截面各自的静压并计算出每等份的截面面积，进而得到首段型面，最后由分段点和内涵出口截面内边界点确定直锥型面，得到内椎体型面。该内锥体设计方法在继承了传统方法包含低损失的减速扩压设计的同时，又可实现低雷达可探测性要求。 | ||||||
| 26 | 一种旋流内锥一体化加力燃烧室 | CN201710411038.1 | 2017-06-05 | CN107270325A | 2017-10-20 | 张群; 寇睿; 宋亚恒; 李承钰; 王鑫; 张鹏; 李逸飞; 黎超超 |
| 本发明提供了一种旋流内锥一体化加力燃烧室。通过在加力内锥上布置旋流器，引入的冷却气经布置在加力内锥的旋流器，在其下游形成回流区，加速了混合气的形成，加强了燃烧过程，稳定火焰，同时改善了出口温度分布。布置在加力内锥上的旋流器和外部的整流支板火焰稳定器形成类似两级旋流器的装置，提高了燃油的雾化以及燃油的空间分布均匀度，使得燃烧更加充分，进而缩短了燃烧室总长度，减轻结构重量，降低阻力损失，使发动机的推重比具有了很大的提升空间。 | ||||||
| 27 | 一种加力燃烧室喷嘴布局方法 | CN201710266534.2 | 2017-04-21 | CN107092748A | 2017-08-25 | 徐兴平; 朱健; 张孝春; 李江宁; 高家春; 刘涛 |
| 本发明提供一种加力燃烧室喷嘴布局方法，流场模拟得到若干等距的轴向坐标为常数的截面；计算每一截面气流中的氧气密流值；将每一截面转换为矩形截面，并继承原有密流特性；计算每一截面的每一径向节点与初始边界形成的矩形区域中的密流通量占总密流通量的百分比GK；根据设计规范，确定径向所需的喷嘴数量n和隔离冷却气流的径向结构位置处GK值GKa；将GK值按0～GKa的范围等分为2n份，求出每份分界点的GK值所对应的径向坐标；将每个截面等分出的相同GK值所对应的径向位置相连，得到氧气密流流线；挑选间隔的氧气密流流线与喷杆中心线的交点确定喷嘴位置。本发明所提供的方法，可使燃油和参与燃烧的氧气精细匹配，均匀预混，有利于提高加力燃烧效率。 | ||||||
| 28 | 加力燃烧室双层整流支板 | CN201710222402.X | 2017-04-07 | CN106838987A | 2017-06-13 | 张群; 李逸飞; 黎超超; 寇睿; 李承钰; 宋亚恒 |
| 本发明提供了一种加力燃烧室双层整流支板的进气结构，能够对气流进行两次减速，在加力燃烧室中能够有效提高低速气流的区域，从而能够保证火焰在加力燃烧室中稳定的进行。本发明分别在加力燃烧室入口以及加力尾椎尾部设置两层整流支板，并在加力尾椎尾部设置内套筒将气流分为内外两部分，外涵用于补燃以及冷却，内涵空气用于主燃，从而实现气流充分利用。同时，内套筒的渐扩入口可以进一步减速气流，从而保证内涵主燃区的稳定充分燃烧。 | ||||||
| 29 | 一种预蒸发式一体化加力燃烧室 | CN201610033933.X | 2016-01-19 | CN105674332A | 2016-06-15 | 张群; 汪玉明; 邢力; 闫东博; 杨省喆; 黎超超; 李逸飞 |
| 本发明提供了一种预蒸发式一体化加力燃烧室。在加力内锥内部开一个油腔，油腔连接整流支板火焰稳定器内部的燃油通道。燃油在油腔内被加热变成气体或超临界体后进入整流支板火焰稳定器内部的燃油通道，并由两侧的直射式喷嘴小孔喷出。通过合理地开喷嘴小孔，可以有效提高燃油与气体的混合效果，提高了燃烧效率。并且加力内锥传输大量的热量给燃油，降低了自身温度，有效地提高了红外隐身性能。本发明的优势在于在一体化加力燃烧室结构的基础上，通过加力内锥内部油腔结构和整流支板火焰稳定器内部燃油通道结构的引入，加上合理地开直射式喷嘴小孔，有效地提高了燃烧效率，并且有效地提高了红外隐身性能。 | ||||||
| 30 | 一种用于加力燃烧室的双层壁隔热屏 | CN201410223870.5 | 2014-05-26 | CN103968418B | 2015-12-30 | 郭涛; 魏建生; 朱惠人 |
| 本发明公开了一种用于加力燃烧室的双层壁隔热屏，采用内部对流冷却和燃气侧气膜冷却的形式对加力燃烧室壁面形成冷却保护。其包括燃气侧气膜孔板、冷气侧冲击板、梯形强化框；燃气侧气膜孔板为加力燃烧室筒体内壁，其内侧为加力燃烧室主燃气涵道，冷气侧冲击板与外壁面构成冷气涵道，冲击板与气膜孔板之间有梯形强化框；冲击板、气膜孔板和梯形强化框构成双层壁隔热屏；使冷却空气在隔热屏的燃气侧内壁形成气膜，减小热负荷及燃气流动损失；另一方面，双层壁内部对流冷却和外部气膜冷却，形成复合冷却，通过对流换热带走传入的热量，提高了冷气利用率；反射后消减具有防震动的效果，提高其加力燃烧室的寿命和可靠性。 | ||||||
| 31 | 燃气涡轮发动机加力燃烧室 | CN86108062 | 1986-11-25 | CN86108062A | 1987-07-01 | 托马斯·拉什·克莱门茨; 詹姆斯·戴尔·布莱文斯 |
| 通过在导流器(12)上恰当地设置孔眼(44)或槽眼(32)来改进燃气涡轮发动机加力燃烧室火焰稳定器(10)的导流器(12)的工作状态，以改善点火和稳定特性。其中孔眼或槽眼的方位是产生涡流场的关键因素。 | ||||||
| 32 | 一种局部旋流的加力燃烧室 | CN202410252317.8 | 2024-03-06 | CN118066566A | 2024-05-24 | 范育新; 屠峻豪 |
| 本发明公开了一种局部旋流的加力燃烧室，包括外筒体组件、中心体组件和油路组件，外筒体组件包含外机匣和防震隔热屏，中心体组件包括内机匣、位于内机匣内部的中心锥、位于内机匣和中心锥之间的整流支板、外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器，外凹腔稳定器和中心凹腔稳定器位于整流支板后端，外凹腔稳定器自内机匣向外机匣方向形成凸起，中心凹腔稳定器为设置于中心锥上的环形凹腔，整流支板包括若干直流叶片和若干旋流叶片，直流叶片和旋流叶片由内向外依次设置。通过外凹腔稳定器、中心凹腔稳定器和带部分旋流的整流支板间的配合，利用离心力完成凹腔火焰的径向传播，解决了传统径向稳定器在周向上联焰困难的问题，实现整个燃烧室截面上的联焰。 | ||||||
| 33 | 一种燃氢航空发动机加力燃烧室 | CN202410360005.9 | 2024-03-27 | CN118049668A | 2024-05-17 | 王建培 |
| 一种燃氢航空发动机加力燃烧室，包括：环形外壁；合流环，与环形外壁之间形成外涵，侧壁上具有多个沿周向分布的引气孔；内锥体，与合流环之间形成内涵；多个外涵氢燃料喷杆，插入到外涵中；多个内涵氢燃料喷杆，自各个外涵引气孔插入到外涵中，与外涵引气孔间间隙配合；多个内涵喷管防护罩，在内涵中设置，罩在各个内涵氢燃料喷杆外周，外壁具有多个喷气孔；主环形稳定器，设置在合流环后方；外圈环形稳定器，处在外涵区域；多个外涵径向稳定器，连接在主环形稳定器、外圈环形稳定器之间；内圈环形稳定器，处在内涵区域；多个内涵径向稳定器，连接在主环形稳定器、内圈环形稳定器之间；点火电嘴，伸入到主环形稳定器中。 | ||||||
| 34 | 一种加力燃烧室壁面防烧蚀结构 | CN202211677285.3 | 2022-12-26 | CN116182197B | 2024-05-03 | 石强; 胡斌; 赵庆军; 赵巍; 王中豪; 郝龙 |
| 本发明公开了一种加力燃烧室壁面防烧蚀结构，加力燃烧室的进口位置沿周向均布有若干径向支板，各径向支板的最外端以与加力燃烧室的机匣内壁面之间存在径向间隙的方式或以无径向间隙的方式进行设置，并且其中，当径向支板的最外端以与加力燃烧室的机匣内壁面之间无径向间隙的方式进行设置时，径向支板的最外端具有不同于其主体段的横截面形状，径向支板的最外端的横截面形成为前缘及尾缘区域均呈尖角楔形的流线型形状，径向支板的最外端形成为具有一定径向高度的流线型结构段。本发明的加力燃烧室壁面防烧蚀结构，适用于解决加力燃烧室由于径向支板产生的回流区引起的壁面烧蚀问题。 | ||||||
| 35 | 一种变循环加力燃烧室扇形试验装置 | CN202311158155.3 | 2023-09-08 | CN117330320A | 2024-01-02 | 周开福; 潘世海; 周公铜; 张尧硕; 汪林全 |
| 本申请公开了一种变循环加力燃烧室扇形试验装置，包括：内部空间可实现不同位置点火后燃烧出不同边界的喷/稳一体化段。处于不同点火处能进行点火的内锥体点点火电嘴、径向点点火电嘴、环向点点火电嘴，及在不同位置能喷油燃烧的Ⅰ路喷杆、Ⅱ路喷杆、Ⅲ路喷杆、长喷/稳一体化构件及短喷/稳一体化构件进行排列组合，实现在喷/稳一体化段内不同位置点火后燃烧出不同边界，解决了不能实现对不同位置点火产生不同燃烧边界进行试验的问题。 | ||||||
| 36 | 一种隐身加力燃烧室结构 | CN202311337075.4 | 2023-10-16 | CN117232012A | 2023-12-15 | 尚守堂; 张宝华; 贾亢; 孙佳琪; 贾梦莹; 才娟; 单学庆; 李江宁; 蒋联友 |
| 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种隐身加力燃烧室结构，本申请属于机匣，连接在涡轮后机匣沿气流方向的后端；合流环，合流环与机匣形成外涵通道，所述外涵通道内具有连接合流环与机匣的拉杆；内锥体，内锥体通过周向分布的支板安装在合流环内部，合流环搭接环，其固定在涡轮后机匣的后端，其具有开后朝后的搭接槽，合流环通过其前端具有插环与所述搭接槽插接；锥体安装边，其固定在涡轮后机匣的后端，其具有周向分布的安装孔，内锥体的前端通过螺栓紧固件与锥体安装边连接，通过合流环采用插接连接、锥体采用安装边+径向螺栓连接的方案，在保持涡轮后机匣不变的情况下解决一体化支板安装问题。 | ||||||
| 37 | 一种加力燃烧室扇形试验件结构 | CN202310759144.4 | 2023-06-26 | CN116659873A | 2023-08-29 | 徐顺; 李江宁; 冀颖异; 葛笑楠; 朱健; 马召祥; 信晗; 付垚; 刘燕燕; 齐海成; 洪梅 |
| 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种加力燃烧室扇形试验件结构，主要由壳体1、安装螺栓2、球头3、拉杆4、耳柄5、拉杆安装座6、内部流道件7、铆钉8、支架9、衬套10、螺栓11、自锁螺母12、侧板13、弹性密封片14组成，拉杆安装座6焊接于内部流道件7，支架9铆接于内部流道件7，侧板13焊接于内部流道件7，弹性密封片14铆接于侧板13。球头3安装于耳柄5，而后通过螺纹将耳柄5与拉杆4装配成一体，解决了与壳体侧壁交接面处气流易泄露问题，同时密封片协调了内部流道件与壳体热态环境下的变形问题。 | ||||||
| 38 | 一种航空发动机加力燃烧室 | CN202210863209.5 | 2022-07-21 | CN115200037B | 2023-08-22 | 郝燕平; 单学庆; 孙佳琪; 徐庆泽; 马宏宇; 王建培; 李娜; 高笛 |
| 本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室，包括：加力燃烧室外壁；合流环，在加力燃烧室外壁内设置；内锥体，为空腔结构，在合流环内设置；多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；多个燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间；预燃室，在内锥体空腔内设置；催化点火装置，在预燃室内设置；供气管、供油管，其出口端穿过加力燃烧室外壁、合流环侧壁、内锥体侧壁，伸入到预燃室内；火焰喷管，其进口端连接在预燃室侧壁上，连通预燃室内部，其出口端穿过内锥体侧壁，伸到合流环的出口部位。 | ||||||
| 39 | 一种外涵点火加力燃烧室 | CN202210863208.0 | 2022-07-21 | CN115200045B | 2023-08-04 | 朱健; 才娟; 王建培; 徐庆泽; 郝燕平; 马宏宇; 陈洪林; 孙佳琪 |
| 本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种外涵点火加力燃烧室，包括：加力燃烧室外壁；合流环，在加力燃烧室外壁内设置；内锥体，在合流环内设置；多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；多个加力燃烧室燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间；环形凹腔，在加力燃烧室外壁内设置，向加力燃烧室外壁方向凸起，一侧侧壁的边缘连接在合流环的出口端，该侧侧壁上具有多个沿周向分布的燃油喷入孔；多个点火燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，沿周向分布，靠近各个燃油喷入孔；点火电嘴，贯穿加力燃烧室外壁设置，其点火端伸入到环形凹腔内。 | ||||||
| 40 | 一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室 | CN202310390849.3 | 2023-04-13 | CN116293806A | 2023-06-23 | 周雄; 宋勇; 何国忠; 李涛; 周君辉; 李纪永 |
| 本发明公开了涉及小型涡喷发动机技术领域的一种涡喷发动机旋转爆震加力燃烧室，包括外筒体，所述外筒体内套设有内筒体，所述外筒体和内筒体之间留有间隙并形成气流通道，在所述气流通道的入口处设有能够开启或关闭气流通道的流道选择阀；所述气流通道的出口设有爆震环腔，所述爆震环腔的一端与所述外筒体和内筒体固定并与所述气流通道连通，所述爆震环腔的另一端开放，所述爆震环腔内设有起爆器。本发明通过流道选择阀开启和关闭加力燃烧室，从而使得加力燃烧室不需要长时间进行工作，在保障了加力燃烧室安全的前提下，达到能够间断开启加力燃烧室进行连续旋转爆震燃烧的目的。 | ||||||
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