| 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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| 81 | 加力燃烧室燃油喷杆结构 | CN202210520795.3 | 2022-05-12 | CN115013839A | 2022-09-06 | 王亚军; 徐新文; 王永明; 王旭东; 肖翔; 张勋; 刘雨辰; 林建府; 吴小飞 |
| 本发明提供一种加力燃烧室燃油喷杆结构，包括：第一油路通道，与第一油路接头连通；第二油路通道，同轴设置在第一油路通道外侧，第二油路通道的入口端部设置有第二油路积油腔，第二油路积油腔与第二油路接头连通；第三油路通道，同轴设置在第二油路通道外侧，第三油路通道的入口端部设置有第三油路积油腔，第三油路积油腔与第三油路接头连通；点火电嘴，间隔设置在第三油路通道的外侧并能够进行点火。设置同轴套设的第一油路通道、第二油路通道、第三油路通道以及对应的第二油路积油腔和第三油路积油腔，能够使整体结构更加紧凑，同时将点火电嘴间隔设置在第三油路通道的外侧以实现一体化设置，从而能够克服现有技术中空间受限的问题。 | ||||||
| 82 | 一种加力燃烧室防振隔热屏 | CN202110238066.4 | 2021-03-04 | CN112923398B | 2022-07-22 | 张群; 马晓曦; 王晓燕; 高耀红; 王紫欣 |
| 本发明提供一种加力燃烧室防振隔热屏，涉及航空发动机技术领域。所述隔热屏，由内外两种不同结构的隔热板组成。外侧隔热板上沿圆周均匀分布了三排按照三角分布的菱形气孔，为内部注入了沿轴向流动的冷空气。内侧隔热板由8个内凹型板按45°角相连，隔热板正反两面以及接口侧面设计了不同尺寸、走向的气膜孔。沿外壁气孔流入的冷空气通过中心气膜孔在内壁面上形成气膜，减小热负荷并降低了高温燃气对加力燃烧室壁面的热冲蚀；而流入四周以及侧面的璧内冷却通道的冷空气，通过对流换热有效地控制了内壁温。双层壁结构以及密集气孔使得内壁面凹凸不平，改善了声波在加力燃烧室中的传播，防止了振荡燃烧。 | ||||||
| 83 | 一种环腔加力燃烧室结构 | CN202210304870.2 | 2022-03-24 | CN114719293A | 2022-07-08 | 张群; 杨卓蒙; 周子豪; 吴智迪; 夏怡真; 范颖静 |
| 本发明提供一种环腔加力燃烧室结构，涉及航空发动机加力燃烧室技术领域。本发明对传统航空发动机加力燃烧室进行改进。将尾喷管前部分为两部分，外环燃气通过旋流器流入加力燃烧室，同时通过引气扩张孔引入外部空气和内环高温燃气，可以有效提升加力燃烧室点火效率和火焰稳定效果，二次燃烧燃气最后通过同一尾喷管喷出发动机，提升了发动机的推进性能。 | ||||||
| 84 | 一种加力燃烧室防振隔热屏 | CN202110238066.4 | 2021-03-04 | CN112923398A | 2021-06-08 | 张群; 马晓曦; 王晓燕; 高耀红; 王紫欣 |
| 本发明提供一种加力燃烧室防振隔热屏，涉及航空发动机技术领域。所述隔热屏，由内外两种不同结构的隔热板组成。外侧隔热板上沿圆周均匀分布了三排按照三角分布的菱形气孔，为内部注入了沿轴向流动的冷空气。内侧隔热板由8个内凹型板按45°角相连，隔热板正反两面以及接口侧面设计了不同尺寸、走向的气膜孔。沿外壁气孔流入的冷空气通过中心气膜孔在内壁面上形成气膜，减小热负荷并降低了高温燃气对加力燃烧室壁面的热冲蚀；而流入四周以及侧面的璧内冷却通道的冷空气，通过对流换热有效地控制了内壁温。双层壁结构以及密集气孔使得内壁面凹凸不平，改善了声波在加力燃烧室中的传播，防止了振荡燃烧。 | ||||||
| 85 | 隐身性加力燃烧室内锥体设计方法 | CN201711130079.X | 2017-11-15 | CN108052694B | 2021-01-19 | 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。 | ||||||
| 86 | 一种加力燃烧室点火系统 | CN202010616250.3 | 2020-06-30 | CN111779577A | 2020-10-16 | 王丹丹; 曾凡; 肖志强; 周君辉; 李纪永 |
| 本发明涉及涡轮喷气发动机点火系统技术领域，具体是一种加力燃烧室点火系统，用于解决现有技术中小型涡轮喷气发动机加力燃烧室的点火系统、油路系统复杂，发动机推重比不足的问题。本发明包括点火油路系统，所述点火油路系统包括油泵，所述油泵通过管路分别连接有点火装置和加力燃油总管，所述点火装置包括壳体，所述壳体的内部安装有电热塞，所述电热塞的上方设有线缆，所述壳体上设有加力点火油管，所述加力点火油管与管路连接，所述电热塞和壳体内壁间的环缝形成油路通道，所述油路通道与加力点火油管连通。本发明中点火系统的油路只有两条，油路系统的设计更加简单，通过对点火装置和油路系统的改进可以提高发动机推重比。 | ||||||
| 87 | 一种径向分级爆震加力燃烧室 | CN202010186199.7 | 2020-03-17 | CN111520766A | 2020-08-11 | 张群; 李程镐; 刘强; 杨福正; 曹婷婷; 程祥旺; 李小龙; 胡凡 |
| 本发明公开了一种径向分级爆震加力燃烧室。本加力燃烧室径向由内到外分别为加力内锥，加力燃烧室主燃区，加力燃烧室内壁面，爆震环腔以及加力燃烧室外壁面。爆震环腔头部存在联焰环腔，联焰环腔与进气道以及加力燃烧室内部主燃区相连。本发明所述的一种径向分级爆震加力燃烧室可以在爆震环腔不运行的状态下工作，当需要爆震环腔进行进一步加速时，燃油喷嘴喷油，加力燃烧室中的火焰进入联焰环腔，实现点火，并在爆震环腔中实现起爆，进而实现对飞行器的进一步加速。脉冲爆震燃烧室结构简单，循环热效率高，耗油率低，一体化的径向分级设计使得本发明可在不明显增加能耗与结构复杂性的情况下实现更高效与高速的飞行。 | ||||||
| 88 | 一种加力燃烧室喷嘴布局方法 | CN201710266534.2 | 2017-04-21 | CN107092748B | 2020-08-11 | 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。 | ||||||
| 89 | 一种旋流加力/冲压燃烧室 | CN201810371749.5 | 2018-04-24 | CN108800205B | 2020-04-24 | 何小民; 黄亚坤; 魏杰立; 周毅 |
| 一种旋流加力/冲压燃烧室，属于新概念航空发动机旋流燃烧技术领域。在该燃烧室结构中,扩压器将气流减速增压；隔热屏将扩压管来流分为主气流与冷却用的外涵道气流，隔热屏上开有若干冷却孔；火焰稳定器传递并稳定火焰；旋流叶片置于火焰稳定器内并与主气流呈设定夹角，使下游气流产生旋转；供油系统分为值班级供油、径向稳定器外环供油和主燃级供油，采用直射式喷油嘴并环形油管、总油管分径向油管的供油方式。相比传统燃烧器，由于采用了旋流燃烧方式，火焰传播速度不受压力影响，加上分区供油方式，油气得到更充分的混合，燃烧更高效稳定，污染也更小。此外，由于减少了火焰稳定器传焰装置，燃烧室结构得到了简化、长度缩短、重量减轻。 | ||||||
| 90 | 一种以金属粉末为燃料的加力燃烧室 | CN201910624842.7 | 2019-07-11 | CN110260361A | 2019-09-20 | 孙海俊; 刘景源; 谷湘; 徐义华 |
| 本发明提供了一种以金属粉末为燃料的加力燃烧室，所述加力燃烧室包括粉末燃料储箱、活塞、离散稳焰锥、等离子点火器和整流锥，所述粉末燃料储箱通过储箱固定杆布置在所述整流锥内腔中，所述离散稳焰锥和所述等离子点火器安装在所述整流锥横截面上，使所述粉末燃料储箱与所述整流锥和所述离散稳焰锥同轴分布；所述粉末燃料储箱包括端盖、直段、收敛段和输粉管，所述端盖、所述直段、所述收敛段和所述输粉管依次连接形成一个完整的空腔；所述活塞安装在所述直段内。本发明采用金属粉末作为加力燃烧室的燃料，降低了传统燃油对燃气中含氧量的要求，同时金属粉末的燃烧热值高于燃油，可大幅提高加力燃烧室的温度，并有效减少油耗。 | ||||||
| 91 | 加力燃烧室出口超高温测量受感部 | CN201510836906.1 | 2015-11-26 | CN106802189B | 2019-09-17 | 朱彦伟; 齐海帆; 高扬; 惠军武; 张育丹 |
| 本发明涉及加力燃烧室出口超高温测量受感部，属于加力燃烧室航空发动机全加力状态下加力燃烧室出口温度的直接测量。超高温测量感受部，包括双铂铑热电偶(1)、尾部封装耳片(2)、固定夹片(3)、高温复合材料骨架(4)、耐高温胶(5)、高温合金管(6)、钨管(7)、刚玉套管(8)、测量通道(9)、热电偶测点(10)、热电偶布置通道(11)组成。本发明首次将高温复合材料用于超高温感受部的设计中，产品携带、安装便捷，且可维修，实现了发动机全加力状态下对加力燃烧室出口温度的直接测量，解决了加力燃烧室出口温度直接测量的技术难题，为航空发动机设计技术发展提供技术支持。 | ||||||
| 92 | 一种加力燃烧室整流支板结构 | CN201910153818.X | 2019-03-01 | CN109915856A | 2019-06-21 | 张群; 李程镐; 杨福正; 曹婷婷; 刘强; 海涵; 张鹏; 王鑫 |
| 本发明提供了一种加力燃烧室整流支板结构，涡轮后气流一部分直接进入外围整流板与内部整流支板稳焰器之间的气流通道中，经过内部整流支板稳焰器时加热燃油通道中的燃油，喷油孔喷出的燃油与热气流混合后在回流区中实现燃烧。另一部分涡轮后气流通过具有大量孔隙的外围整流板进入外围整流板与内部整流支板稳焰器之间的气流通道中参与燃烧。本发明中设计了具有大量孔隙的外围整流板，该结构具有很强的蓄热能力，可在喷油孔周围维持一个高温区有利于燃油蒸发雾化，此外喷出的燃油直接碰撞在具有大量孔隙的外围整流板上可进一步加强雾化与油气掺混，可实现更稳定的点火与燃烧，扩大加力燃烧室稳定工作范围，提高燃烧效率。 | ||||||
| 93 | 一种预蒸发式一体化加力燃烧室 | CN201610033933.X | 2016-01-19 | CN105674332B | 2017-12-26 | 张群; 宋亚恒; 李承钰; 寇睿; 汪玉明; 黎超超; 邢力; 闫东博; 杨省喆; 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。 | ||||||
| 94 | 加力燃烧室出口超高温测量受感部 | CN201510836906.1 | 2015-11-26 | CN106802189A | 2017-06-06 | 朱彦伟; 齐海帆; 高扬; 惠军武; 张育丹 |
| 本发明涉及加力燃烧室出口超高温测量受感部，属于加力燃烧室航空发动机全加力状态下加力燃烧室出口温度的直接测量。超高温测量感受部，包括双铂铑热电偶(1)、尾部封装耳片(2)、固定夹片(3)、高温复合材料骨架(4)、耐高温胶(5)、高温合金管(6)、钨管(7)、刚玉套管(8)、测量通道(9)、热电偶测点(10)、热电偶布置通道(11)组成。本发明首次将高温复合材料用于超高温感受部的设计中，产品携带、安装便捷，且可维修，实现了发动机全加力状态下对加力燃烧室出口温度的直接测量，解决了加力燃烧室出口温度直接测量的技术难题，为航空发动机设计技术发展提供技术支持。 | ||||||
| 95 | 加力燃烧室头部三级旋流结构 | CN201611006145.8 | 2016-11-16 | CN106678870A | 2017-05-17 | 张群; 李逸飞; 寇睿; 宋亚恒; 李承钰; 黎超超 |
| 本发明提供了一种加力燃烧室头部三级旋流结构，该结构能够在加力燃烧室中产生大范围回流区，稳定火焰燃烧，同时能够减小压力损失，增强加力燃烧室中燃油雾化程度，提高燃烧效率，并能够有效冷却壁面。通过合理设置整流支板旋转角度，使气流反向旋流流动能够增加燃油与空气间的剪切力，提高燃油雾化程度。气流流动方向没有突变，故流动阻力小。气流旋流贴壁运动，能够在加力燃烧室壁面与燃烧区之间形成气膜，保证加力燃烧室壁面的冷却效果。本发明的优势在于，能够有效改善加力燃烧室中气流速度过高点火以及维持火焰稳定燃烧困难的问题，产生较小的压力损失。同时能够提高燃油的雾化水平，进而能够保证燃烧的高效进行。 | ||||||
| 96 | 燃气涡轮发动机加力燃烧室 | CN86108062 | 1986-11-25 | CN1007640B | 1990-04-18 | 托马斯·拉什·克莱门茨; 詹姆斯·戴尔·布莱文斯 |
| 通过在异流器(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烙稳定器(10)的导流器(12)的工作状态，以改着点火和稳定特性。其中孔眼或槽眼的方位是产生涡流场的关键因素。 | ||||||
| 97 | 一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法 | CN202410087833.X | 2024-01-22 | CN117782604A | 2024-03-29 | 孙海龙; 宋振宇; 宋伟锋; 杜希睿; 李中玺; 邢志国; 于大洋; 蔡靖雨; 张天昊; 闻泽智; 孙建威; 田吉祥; 赵斌; 潘心正 |
| 本申请属于航空发动机加力燃烧室领域，特别涉及一种航空发动机加力燃烧室振荡燃烧检测方法。包括：获取多个校准频率下的加力燃烧室脉动压力校准数据，拟合出第一幅频曲线；采集多次加力燃烧室脉动压力试验数据，得到多组第二幅频曲线，计算多组第二幅频曲线的幅频平均值；计算预定频率区间下平均幅值P2的平均值v，并计算所有频率下平均幅值P2与平均值v的比值，生成第三幅频曲线；获取幅值信号P1与幅值信号P3峰值的频率间隔Δf以及比值系数k；将幅值信号P1对应的频率由原始的f变更为f+Δf，并重新拟合P1；根据幅值信号P1以及幅值信号P3确定信号P4；提取幅值信号P4最大特征频率幅值p′与绝对值y，完成振荡燃烧的检测与报警，检测准确、可靠。 | ||||||
| 98 | 一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板稳定器 | CN202110285065.5 | 2021-03-17 | CN113154447A | 2021-07-23 | 靳雅婷; 刘云鹏; 颜应文; 田泽民 |
| 本发明公开了一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板稳定器，属于航空发动机的燃烧领域，本发明在原有的支板稳定器尾沿沿高度方向设计不同结构型式的扰流装置，并沿高度方向均匀排列，加力燃烧室进口高速来流流经支板稳定器尾沿，由于扰流装置的作用，在稳定器后端沿高度方向形成具有强烈卷吸作用的复杂涡系结构，加快支板后缘剪切层发展并促进燃料在主流中的掺混，增强支板尾沿高速主流和高温回流区气流之间的质量、动量和热量交换，从而加快湍流燃烧速度，因此本发明可以有效提高加力燃烧室的燃烧效率、缩短加力燃烧室的长度，拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到在加力燃烧室中强化燃烧的效果。 | ||||||
| 99 | 一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器 | CN202110284718.8 | 2021-03-17 | CN113154446A | 2021-07-23 | 靳雅婷; 刘云鹏; 颜应文; 田泽民 |
| 本发明公开了一种用于加力燃烧室强化燃烧的支板型稳定器，属于航空发动机的燃烧领域。本发明在原有的加力燃烧室支板稳定器两侧壁面上设置扰流结构，使得加力燃烧室主流来流在稳定器尾沿处沿高度方向产生相对高的剪切速度，同火焰稳定器后侧高温回流区掺混增强，并形成相对稳定的高温回流区，能够加强加力燃烧室进口高速来流与高温回流区气流之间质量、动量以及热量的交换，从而加快湍流燃烧速度。因此本发明可以有效提高加力燃烧室的燃烧效率、缩短加力燃烧室的长度，拓宽加力燃烧室点熄火边界，达到在加力燃烧室中强化燃烧的效果。 | ||||||
| 100 | 基于多点位检测燃烧振荡的加力燃烧试验装置 | CN202310840024.7 | 2023-07-10 | CN117030279A | 2023-11-10 | 李磊; 王雅萱; 张光宇; 王晓宇; 林宇震; 薛鑫 |
| 本发明提供一种基于多点位检测燃烧振荡的加力燃烧试验装置，涉及加力燃烧试验技术领域。基于多点位检测燃烧振荡的加力燃烧试验装置包括燃烧腔室、冷却腔室、孔板、喷油杆、钝体火焰稳定器及传感器。燃烧腔室内形成第一气流通道，冷却腔室内形成第二气流通道；第二气流通道的过流截面面积大于第一气流通道的过流截面面积；孔板盖合于燃烧腔室的进气端，孔板上形成透孔；喷油杆及钝体火焰稳定器均设置于第一气流通道，钝体火焰稳定器上设置有V型结构；传感器分布于第一气流通道。应用本发明提供的基于多点位检测燃烧振荡的加力燃烧试验装置，可以激发获得低频和高频燃烧振荡，多点位监测燃烧振荡频率，分析不同燃烧振荡频率对应的燃烧振荡模态。 | ||||||
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