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序号 专利名 申请号 申请日 公开(公告)号 公开(公告)日 发明人
1 燃烧室 CN201710531145.8 2017-07-03 CN107461764A 2017-12-12 张和平; 汪雷; 张锐
发明公开了加燃烧室,包括加力燃烧腔、主轴涡轮组、涡轮组后锥体、预燃室空气通道、整流支板、预燃室喷嘴、预燃室、轴承、加力燃烧室喷嘴、加力燃料管、燃料连通管、火焰稳定器以及支撑架,所述涡轮组后锥体通过整流支板固定安装于加力燃烧腔内,且涡轮组后锥体后端内设有一轴承,所述轴承的内圈与主轴的一端固定连接,且主轴上安装有涡轮组,与现有技术相比,本发明的有益效果是该新型加力燃烧室,设计科学合理,内设有由多个涡轮构成的涡轮组,能够提供更大的施加力,提供更大的动力,同时内设有环形的燃料连通管,可提供稳定安全的燃烧原料,且对应设有火焰稳定器,进一步提高了整个加力燃烧室的冲击力,提高工作效率。
2 燃烧装置 CN200410056233.X 2004-08-05 CN100368731C 2008-02-13 雅克·M·A·比内尔; 雅克·A·M·罗什; 比安-艾梅·O·S·S·P·拉库通德赖尼贝; 斯特凡娜·H·G·图绍
发明涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加燃烧环(19)。燃烧环包括一个形成向下游轴向开放的喉道的上游环套和一个在喉道中的燃料喷嘴总管(4)。燃烧环包括一些扇段体(20),每个扇段体包括一个上游环套的扇段体(1)。每个扇段体(1)包括一个与喷嘴总管(4)连接的燃料供给口(35)。上游环套部分在第一气流中。每个扇段体(20)包括一个接受燃料供给口的连接装置,和一个通箱(2),通风箱(2)延伸在喉道中,沿扇段体(1),并在喷嘴总管(4)的上游。每个扇段体(1)设有一个通风箱(2)扩散的第二空气的入口,以便冷却喷嘴总管(4)。一个下游环套的扇段体(5)位于喷嘴总管(4)的下游,以便保护喷嘴总管(4)。
3 燃烧装置 CN200410056233.X 2004-08-05 CN1580641A 2005-02-16 雅克·M·A·比内尔; 雅克·A·M·罗什; 比安-艾梅·O·S·S·P·拉库通德赖尼贝; 斯特凡娜·H·G·图绍
发明涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加燃烧环19。燃烧环包括一个形成向下游轴向开放的喉道的上游环套和一个在喉道中的燃料喷嘴总管4。燃烧环包括一些扇段体20,每个扇段体包括一个上游环套的扇段体1。每个扇段体1包括一个与喷嘴总管4连接的燃料供给口35。上游环套部分在第一气流中。每个扇段体20包括一个接受燃料供给口的连接装置,和一个通箱2,通风箱2延伸在喉道中,沿扇段体1,并在喷嘴总管4的上游。每个扇段体1设有一个通风箱2扩散的第二空气的入口,以便冷却喷嘴总管4。一个下游环套的扇段体5位于喷嘴总管4的下游,以便保护喷嘴总管4。
4 燃烧室火焰稳定器 CN202210519069.X 2022-05-12 CN115164234B 2023-06-13 黄晓锋; 肖翔; 王永明; 吴小飞; 刘雨辰; 林建府; 张勋; 徐新文
发明提供一种加燃烧室火焰稳定器,包括:火焰稳定器前段,呈圆弧状结构;火焰稳定器中段,一端与火焰稳定器前段铰接,火焰稳定器前段能够相对于火焰稳定器中段转动;火焰稳定器后段,与火焰稳定器中段的另一端固定连接。本发明实施例可以根据进口条件智能控制稳定器和喷油杆蒸发距离,进而能够提升加力燃烧室在宽范围来流参数下的工作性能平。
5 一种加发动机燃烧室 CN202210864980.4 2022-07-21 CN115183273A 2022-10-14 王建培; 李娜; 高笛; 徐庆泽; 郝燕平; 邵万仁; 朱健; 高源; 程岩岩
申请属于加发动机燃烧室设计技术领域,具体涉及一种加力发动机燃烧室,包括:主燃烧室涡轮,其进口与主燃烧室的出口对接;加力燃烧室,其进口与涡轮的出口对接;射流点火燃油喷杆,其喷油端伸入到主燃烧室内;多个加力燃烧室燃油喷杆,其喷油端伸入到加力燃烧室内,沿周向分布。
6 燃烧室供油装置 CN201410335706.3 2014-07-15 CN104061598A 2014-09-24 邢菲; 阮灿; 徐磊磊; 方骁远; 邢盼
燃烧室供油装置,涉及一种供油装置。设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口;供油管位于供油装置头部;供气管位于供油装置两侧,每侧均布3根;燃油液滴经槽缝喷出;冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔,所述V形挡板安装于供油装置尾部;所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔,部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出,并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜。可实现对燃油的彻底雾化,降低污染物排放;可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难。
7 燃烧室火焰稳定器 CN202210519069.X 2022-05-12 CN115164234A 2022-10-11 黄晓锋; 肖翔; 王永明; 吴小飞; 刘雨辰; 林建府; 张勋; 徐新文
发明提供一种加燃烧室火焰稳定器,包括:火焰稳定器前段,呈圆弧状结构;火焰稳定器中段,一端与火焰稳定器前段铰接,火焰稳定器前段能够相对于火焰稳定器中段转动;火焰稳定器后段,与火焰稳定器中段的另一端固定连接。本发明实施例可以根据进口条件智能控制稳定器和喷油杆蒸发距离,进而能够提升加力燃烧室在宽范围来流参数下的工作性能平。
8 燃烧室供油装置 CN201410335706.3 2014-07-15 CN104061598B 2015-11-18 邢菲; 阮灿; 徐磊磊; 方骁远; 邢盼
燃烧室供油装置,涉及一种供油装置。设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口;供油管位于供油装置头部;供气管位于供油装置两侧,每侧均布3根;燃油液滴经槽缝喷出;冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔,所述V形挡板安装于供油装置尾部;所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔,部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出,并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜。可实现对燃油的彻底雾化,降低污染物排放;可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难。
9 一体化加支板及使用该加力支板的加力燃烧室 CN202210438611.9 2022-04-21 CN114877374B 2023-07-07 谭晓茗; 韦裕恒; 李文; 肖翔; 单勇; 张靖周
发明提供了一种一体化加支板及使用该加力支板的加力燃烧室,一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面,加力支板型面设计为单层薄壁,加强一体化设计的紧凑性,减轻了整体重量,前缘为圆弧型凸曲面,侧壁与尾缘为直线型壁面,整体采用流线外型减少流动损失;所述气膜孔布置于加力支板表面,以前缘迎脊线和支板轴向为基准进行排列,通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出,在支板外表面形成全覆盖冷却气膜,调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制,保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作,延长使用寿命,提高发动机性能。
10 一体化加支板及使用该加力支板的加力燃烧室 CN202210438611.9 2022-04-21 CN114877374A 2022-08-09 谭晓茗; 韦裕恒; 李文; 肖翔; 单勇; 张靖周
发明提供了一种一体化加支板及使用该加力支板的加力燃烧室,一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面,加力支板型面设计为单层薄壁,加强一体化设计的紧凑性,减轻了整体重量,前缘为圆弧型凸曲面,侧壁与尾缘为直线型壁面,整体采用流线外型减少流动损失;所述气膜孔布置于加力支板表面,以前缘迎脊线和支板轴向为基准进行排列,通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出,在支板外表面形成全覆盖冷却气膜,调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制,保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作,延长使用寿命,提高发动机性能。
11 一种分级燃烧的加燃烧室 CN202211120893.4 2022-09-15 CN115468188B 2023-05-12 刘玉英; 刘广海; 张权; 何志杰
发明提供一种分级燃烧的加燃烧室,其包括:机匣、中心锥、分流环、后涵道引射器、整流支板、内涵稳定器以及外涵稳定器。其中,本发明在所述分流环和/或所述后涵道引射器所在的区域形成有第一气流通道,用以连通所述外涵区域和所述内涵区域。并且,本发明通过调整元件,能够有选择地开启所述第一气流通道而使加力燃烧室进入三外涵工作模式,或闭合所述第一气流通道而使加力燃烧室进入双外涵工作模式。本发明能够适应三外涵自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景,克服现有小涵道比或中等涵道比加力燃烧室方案的不足,在有效提高加力燃烧室燃烧效率的同时,兼顾流动损失。
12 一种分级燃烧的加燃烧室 CN202211120893.4 2022-09-15 CN115468188A 2022-12-13 刘玉英; 刘广海; 张权; 何志杰
发明提供一种分级燃烧的加燃烧室,其包括:机匣、中心锥、分流环、后涵道引射器、整流支板、内涵稳定器以及外涵稳定器。其中,本发明在所述分流环和/或所述后涵道引射器所在的区域形成有第一气流通道,用以连通所述外涵区域和所述内涵区域。并且,本发明通过调整元件,能够有选择地开启所述第一气流通道而使加力燃烧室进入三外涵工作模式,或闭合所述第一气流通道而使加力燃烧室进入双外涵工作模式。本发明能够适应三外涵自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景,克服现有小涵道比或中等涵道比加力燃烧室方案的不足,在有效提高加力燃烧室燃烧效率的同时,兼顾流动损失。
13 一种双级燃烧的加燃烧室 CN201911074209.1 2019-11-06 CN110925795A 2020-03-27 张群; 程祥旺; 李小龙; 胡凡
发明提供了一种双级燃烧的加燃烧室结构,该加力燃烧室结构内有一套主油路,一套副油路,能够在加力时提供两种加力状态,主副全开的全加力状态,以及主开副关的半加力状态,两种加力状态不仅能够大大提高飞机的机动性,而且主油路燃烧后的燃气能在副油路进一步燃烧,使燃油的燃烧效率提高的同时,能够大大减少加力燃烧室的污染,达到节约燃油的作用。同时,该加力燃烧室为双层火焰筒结构,内层火焰筒腔用于主油路的进气,内层火焰筒与外层火焰筒之间的腔体用于副油路的进气,气流经夹层通道流入掺混孔后进去副油路内参与燃烧,由掺混孔进入内层火焰筒的空气流速得以降低,有利于副油路的燃烧,该股空气还能起到冷却内层火焰筒壁面的作用,从而提高加力燃烧室的热效率,有利于加力燃烧室的工作。
14 一种航空发动机燃烧室 CN202311610103.5 2023-11-29 CN117663196A 2024-03-08 陈翔宇; 陈砥; 郭洪涛; 程荣辉; 黄德欣; 翟英汉; 贾洛; 王瑞祥; 徐兴平; 刘宝; 刘伟琛; 周春阳; 鲍占洋; 游庆江; 姜雨; 张晓宇; 马毓; 李凯; 王涛; 宁军盛; 张鑫; 肖永鑫
申请属于航空发动机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:环形外壁,前端连接在涡轮外机匣后端;合流环,在环形外壁内设置,前端连接在涡轮内机匣后端,与环形外壁之间构成外涵道,且前段内径逐渐扩大,后段内径逐渐扩大;内锥体,在合流环内设置,前端连接在涡轮末级静子内环后端,与合流环之间构成内涵道,且前段外径逐渐扩大,超过涡轮叶片的叶尖高度,后段外径逐渐收缩呈锥形;内锥体合流环之间构成流路的流通面积逐渐扩大,为扩压流路。
15 一种加冲压燃烧室多模态喷油杆 CN202311273997.3 2023-09-28 CN117404685A 2024-01-16 何小民; 朱志祥; 朱焕宇; 于镇潭; 张净玉
发明公开了一种加冲压燃烧室多模态喷油杆,包括供油管、活塞筒、复位弹簧、壳体、活塞、活塞杆以及芯;所述壳体包含进油筒、连接筒、渐扩筒、出油筒和喷杆。壳体中形成第一油路和第二油路。燃油通过供油口供入进油筒中,通过调整供油压力,调整活塞的上下位移来控制第一油路和第二油路入口的开启与闭合,从而在不同供油压力下实现不同的供油模态。本发明通过一根喷油杆实现三种供油模态,极大的简化了加力或冲压燃烧室供油系统,减轻了结构重量,满足燃烧室不同工况下的供油需求。
16 一种双层结构的加燃烧室隔热 CN202311335431.9 2023-10-16 CN117232015A 2023-12-15 刘伟琛; 鲍占洋; 张晓宇; 刘宝; 姜雨; 徐兴平; 陈砥; 周春阳; 游庆江
申请属于航空发动机技术领域,特别涉及一种双层结构的加燃烧室隔热板,所述隔热板安装在内锥体与后轴承腔之间,将后轴承腔与内锥体内腔隔绝;隔热板内层、隔热板外层、隔热板蒙皮以及隔热板安装边;隔热板安装边位于隔热板内层的周向外缘,隔热板安装边上具有多个周向分布的通孔,隔热板安装边通过所述通孔安装在内锥体底面的安装边上,隔热板内层靠近内锥体一侧的表面上贴敷隔热板外层,其中隔热板内层包括向内锥体内腔凸起的球面,加力燃烧室隔热板为双层结构,双层空间通过固定支柱和铆钉保持空腔高度,在双层空腔中加装隔热,增强了隔热板的隔热效果。
17 一种加燃烧室径向稳定器布局结构 CN202311335445.0 2023-10-16 CN117232011A 2023-12-15 徐顺; 付垚; 齐海成; 朱健; 葛笑楠; 马召祥; 信晗; 姚捷; 冀颖异; 洪梅
申请属于航空发动机技术领域,特别涉及一种加燃烧室径向稳定器布局结构,机匣、合流环、内锥体以及安装在合流环与内锥体之间周向分布的多个支板;其中,支板的尾缘沿气流方向周向宽度逐渐变大的长径向稳定器,合流环在相邻长径向稳定器之间位置处设置有短支撑板,短支撑板的固定端固定合流环的内表面上,自由端径向向内延伸一定长度,短支撑板的尾缘具有沿气流方向周向宽度逐渐变大的短径向稳定器,短径向稳定器的固定端固定合流环的内表面上,自由端径向向内延伸一定长度;长径向稳定器的尾端与短径向稳定器的尾端轴向位置相同,本申请增大了稳定器尾端的回流区,有利于火焰径向传播燃烧。
18 一种加燃烧室壁面防烧蚀结构 CN202211677285.3 2022-12-26 CN116182197A 2023-05-30 石强; 胡斌; 赵庆军; 赵巍; 王中豪; 郝龙
发明公开了一种加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。
19 一种航空发动机燃烧室 CN202310229388.1 2023-03-10 CN116025926A 2023-04-28 程荣辉; 刘宝; 刘晟; 孙晓峰; 徐兴平; 曹茂国; 李磊; 马宏宇; 丛佩红; 张志学; 游庆江; 鲍占洋; 陈砥; 姜雨; 刘伟琛; 周春阳; 郭洪涛; 张晓宇; 潘心正; 颜金生
申请属于一般燃烧发动机及航空发动机技术领域,具体涉及一种航空发动机加燃烧室,包括:外机匣;合流环,在外机匣内设置,与外机匣之间构成外涵,其尾缘侧壁上具有多个沿周向分布的冷却进气口;内锥体,在合流环内设置,与合流环之间构成内涵;多个径向稳定器外壁,连接在合流环内,指向内锥体,横截面呈V型,开口向后,两个侧壁尾缘上具有交错分布的齿槽;多个径向稳定器内壁,连接在合流环内,以及对应连接在各个径向稳定器外壁尾缘内,与对应的径向稳定器外壁之间形成冷却腔;每个冷却腔对应与一个冷却进气口连通。
20 一种小型航空发动机用加燃烧室 CN202310157837.6 2023-02-23 CN115930264A 2023-04-07 王建培; 孟繁睿
申请属于航空发动机燃烧室设计技术领域,具体涉及一种小型航空发动机用加力燃烧室,包括:外机匣;合流环,在外机匣内设置,与外机匣间构成外涵;内锥体,在合流环内设置,与合流环间构成内涵;多个后端径向稳定器,沿周向连接在合流环尾缘内,侧壁具有多个喷油孔;多个后端喷油杆,贯穿外机匣、合流环设置;每个后端喷油杆对应伸入到一个后端径向稳定器内;多个前端径向稳定器,沿周向设置在合流环内,位于各个后端径向稳定器之前,后缘具有缺口;前端环形稳定器,卡在各个缺口中;多个前端喷油杆,贯穿外机匣、合流环设置;点火电嘴,贯穿外机匣、合流环设置,伸入到两个前端径向稳定器之间。
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