| 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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| 121 | 一种在整流支板内设计气流通道的加力燃烧室 | CN201611015440.X | 2016-11-18 | CN106678876B | 2019-03-01 | 张群; 李承钰; 寇睿 |
| 本发明提供了一种在整流支板内设计气流通道的加力燃烧室，可以有效提高油气混合程度，增加混气停留时间，提高燃烧效率。由内外涵道来的气流通过滑动挡板式的后涵道引射器在整流支板火焰稳定器间进行混合，气流通过整流支板火焰稳定器两侧表面开设的进气小孔进入支板内部，经过隔板形成的气流通道，途中速度降低，并对燃油通道中的燃油进行加热，后由尾部火焰稳定器表面开设的喷气小孔向后方中心喷出，燃油通过供油管道进入整流支板火焰稳定器内部的燃油通道，受热后经连接火焰稳定器表面的喷油小孔喷出，燃油受多股气流扰动，进一步受热并与之混合，在后方低速回流区进行燃烧。由于燃油受热雾化蒸发效果较好，且被气流扰动，在低速区油气混合时间也较长，使得油气混合效果较好，故能够提高燃烧效率，同时可以在较小的油气比条件下实现点火和稳定燃烧。 | ||||||
| 122 | 一种支板尾部双油路一体化加力燃烧室 | CN201611022488.3 | 2016-11-16 | CN106678873B | 2019-03-01 | 张群; 李逸飞; 李承钰; 宋亚恒; 寇睿; 黎超超 |
| 本发明提供了一种支板尾部双油路一体化加力燃烧室。一体化加力燃烧室由中空加力内锥开始供油，整流支板在靠近尾部的两侧设置两个支板，整流支板以及其尾部两侧的支板中间均设置有燃油通道，燃油从整流支板尾部以及两侧的支板上喷油孔喷出。本发明的优势在于：通过设置加力内锥中空燃油通道对加力内锥中的燃油进行预热，从而对燃油进行初步蒸发，通过在整流支板两侧的支板设置斜喷燃油孔，使燃油能够通过撞击整流支板外壁以达到燃油一次雾化的过程，经过预热的燃油从喷口喷出，并撞击壁面后，燃油基本为气体或超临界体，其粘性减小，扩散能力增强，流动能力大大提高，因此能够与周围空气掺混更加均匀，提高了加力燃烧室的燃烧效率。 | ||||||
| 123 | 一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法 | CN201511017560.9 | 2015-12-29 | CN105631215B | 2018-07-13 | 刘永泉; 韩文俊; 孙雨超; 刘亚君; 杨怀丰; 吉思环; 朱健; 陈洪林; 才娟 |
| 本发明公开了一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法，属于发动机设计领域。根据发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1计算任一发动机工作点的推力需求，并根据所述推力需求，计算加力燃烧室的总油量需求；另一方面，根据当前的油门杆角度α0、压气机后压力P3，查得对应加力燃烧室的供油量；将总油量需求与加力燃烧室的供油量比较，从而可以求得发动机工作点下的加力燃烧室的比值参数；因此，能够获取所述比值参数与发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1之间的函数关系f(T1，PH)，最终，形成航空发动机加力燃烧室供油量二维函数Wfa＝f(α0)×f(T1，PH)×f(P3)。通过该方法可以调整任意工作点的加力燃烧室供油量，而不影响其他工作点的当前状态。 | ||||||
| 124 | 一种加力燃烧室尾喷口面积调节及测量装置 | CN201611081724.9 | 2016-11-30 | CN106769059A | 2017-05-31 | 许应虎; 晏莹; 张向前; 李子昂; 刘龙园; 杨建勇; 付细能; 曹颖; 武强; 范昱; 冯彬; 刘宁泉; 雷波; 赵斌; 苏育峰; 黄金海; 彭柳 |
| 本发明提供一种加力燃烧室尾喷口面积调节及测量装置，包括保持架和喷口调节装置，保持架设有伸缩固定支架，伸缩固定支架上设有两导轨，两导轨内分别设置最大喷口测量标尺和最小喷口测量标尺，最大喷口测量标尺和最小喷口测量标尺随伸缩固定支架沿轴向及周向运动。喷口调节装置包括喷口调节片、作动筒、有杆腔导管、无杆腔导管、加压装置和油路截断装置。喷口调节片固定在作动筒上，有杆腔导管、无杆腔导管分别与作动筒的两个油腔连接。加压装置向喷口调节装置供油管路上依次设置有换向阀、阀门和压力表。本发明公开一种加力燃烧室尾喷口面积调节及测量装置，实现试验台上调节及测量尾喷口面积的功能，提高了测量精度及喷口调节效率，经济性高。 | ||||||
| 125 | 一种支板尾部双油路一体化加力燃烧室 | CN201611022488.3 | 2016-11-16 | CN106678873A | 2017-05-17 | 张群; 李逸飞; 李承钰; 宋亚恒; 寇睿; 黎超超 |
| 本发明提供了一种支板尾部双油路一体化加力燃烧室。一体化加力燃烧室由中空加力内锥开始供油，整流支板在靠近尾部的两侧设置两个支板，整流支板以及其尾部两侧的支板中间均设置有燃油通道，燃油从整流支板尾部以及两侧的支板上喷油孔喷出。本发明的优势在于：通过设置加力内锥中空燃油通道对加力内锥中的燃油进行预热，从而对燃油进行初步蒸发，通过在整流支板两侧的支板设置斜喷燃油孔，使燃油能够通过撞击整流支板外壁以达到燃油一次雾化的过程，经过预热的燃油从喷口喷出，并撞击壁面后，燃油基本为气体或超临界体，其粘性减小，扩散能力增强，流动能力大大提高，因此能够与周围空气掺混更加均匀，提高了加力燃烧室的燃烧效率。 | ||||||
| 126 | 一种偏转整流支板的一体化加力燃烧室 | CN201611014940.1 | 2016-11-18 | CN106678868A | 2017-05-17 | 张群; 李承钰; 宋亚恒; 寇睿; 黎超超; 李逸飞 |
| 本发明提供了一种偏转整流支板的一体化加力燃烧室，可以有效扩大回流区，增加混气停留时间，提高燃烧效率。由内外涵道来的气流通过滑动挡板式后涵道引射器在整流支板火焰稳定器间进行混合，整流支板火焰稳定器叶片周向均匀排列，且与轴向成一定夹角，燃油通过供油管道进入整流支板火焰稳定器内部的燃油通道，由两侧的直射式喷嘴小孔喷出，与内外涵混气混合，在整流支板火焰稳定器后方燃烧。由于整流支板火焰稳定器的作用，回流区增大，油气停留时间延长，其混合更加均匀，燃烧更加充分，进而有效提高燃烧效率。 | ||||||
| 127 | 一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法 | CN201511017560.9 | 2015-12-29 | CN105631215A | 2016-06-01 | 刘永泉; 韩文俊; 刘亚君; 杨怀丰; 吉思环 |
| 本发明公开了一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法，属于发动机设计领域。根据发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1计算任一发动机工作点的推力需求，并根据所述推力需求，计算加力燃烧室的总油量需求；另一方面，根据当前的油门杆角度α0、压气机后压力P3，查得对应加力燃烧室的供油量；将总油量需求与加力燃烧室的供油量比较，从而可以求得发动机工作点下的加力燃烧室的比值参数；因此，能够获取所述比值参数与发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1之间的函数关系f(T1，PH)，最终，形成航空发动机加力燃烧室供油量二维函数Wfa＝f(α0)×f(T1，PH)×f(P3)。通过该方法可以调整任意工作点的加力燃烧室供油量，而不影响其他工作点的当前状态。 | ||||||
| 128 | 两种有声腔再生冷却式加力燃烧室及其应用 | CN201510725064.2 | 2015-11-02 | CN105222159A | 2016-01-06 | 葛明龙 |
| 本发明涉及两种有声腔再生冷却式加力燃烧室。为了克服现有加力燃烧室的缺点和扩大应用范围，本发明通过设置减振用的直槽声腔，采用以煤油或液氢燃料或者中等浓度70-79％过氧化氢为再生冷却剂的一种整体式铣槽连接结构，使得加力燃烧室能提高可靠性，增加工作时间和寿命，提升飞行高度和速度。除给出加力燃烧室结构外，还给出连带供应系统的简图。本发明的加力燃烧室安装在航空燃气涡轮发动机的后部，构成一种长加力航空燃气涡轮发动机和一种串联式涡轮火箭组合发动机。可为多种高速飞机提供动力装置，尤其适用于新型超音速客机和先期太空旅游飞机。还可用作有翼火箭辅助推进和回收发动机及其它用处的低涡轮总温燃气涡轮发动机。 | ||||||
| 129 | 带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管 | CN201210014141.X | 2012-01-17 | CN102536514B | 2014-01-15 | 吉洪湖; 陈俊 |
| 本发明涉及一种带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管，属于飞行器红外辐射特征的抑制技术领域。喷管前部具有外涵通道（14）和内涵通道（1）、内涵通道内通过支板（13）安装有中心锥（12），中心锥（12）下游还安装有火焰稳定器（3）；喷管中部为加力燃烧室；喷管后部依次为过渡段（6）和收敛扩张段（7），收敛扩张段（7）安装有塞锥。塞锥为棱柱形，包含塞锥前部（10）和塞锥后部（9）。本发明能在保持较高的气动性能的同时，显著降低发动机排气系统的红外辐射特征，缩短红外探测系统的锁定距离，从而有效提高飞行器的战场生存能力。 | ||||||
| 130 | 具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室 | CN202210612743.9 | 2022-05-31 | CN115182815B | 2024-04-19 | 王旭东; 刘雨辰; 王永明; 肖翔; 吴小飞; 林建府; 张勋; 徐新文; 王亚军 |
| 131 | 一种槽宽可调的加力或冲压燃烧室火焰稳定器 | CN202311286003.1 | 2023-09-28 | CN117232007A | 2023-12-15 | 何小民; 朱志祥; 朱焕宇; 赵浩元; 张净玉 |
| 本发明公开了一种槽宽可调的加力或冲压燃烧室火焰稳定器，包括中心钝体火焰稳定器、第一调节单元和第二调节单元；中心钝体火焰稳定器在其头部和尾缘之间的上壁面、下壁面对称；第一调节单元、第二调节单元对称设置在上壁面、下壁面上，形成第一调节模块、第二调节模块；第一调节模块、第二调节模块结构相同，均包含第一壁板、第二壁板、整流平板、m个支板、n个调节板、转动轴和驱动单元；驱动单元包含调节油管和p个活塞。本发明通过调节调节油路内的油压以驱动各个活塞的活塞杆进而调节n个调节板的开合程度，以满足不同加力或冲压燃烧室工况下总压损失和燃烧性能的设计要求。 | ||||||
| 132 | 一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室 | CN202310369730.8 | 2023-04-07 | CN116557915A | 2023-08-08 | 杨军; 高宗永; 李金超; 郭雨; 谢景召 |
| 本申请提供了一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室，涉及燃气涡轮发动机的技术领域，具体包括连接所述发动机的机匣排气端的旋转爆震燃烧室，所述旋转爆震燃烧室的进气口对接所述机匣的排气口，且所述机匣的排气端和/或所述旋转爆震燃烧室的进气端上设有气流引射通道，所述气流引射通道连通旋转爆震燃烧室进气端的内部空间和外部空间，所述发动机排气端的尾气经过所述爆震燃烧室的进气端时，将所述旋转爆震燃烧室和机匣连接部位的外部空间的空气通过气流引射通道引入旋转爆震燃烧室内。通过本申请的处理方案，稳定爆震波，提高旋转爆震加力燃烧室工作的稳定性。 | ||||||
| 133 | 一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室 | CN202210975376.9 | 2022-08-15 | CN115307179B | 2023-08-01 | 张荣春; 赵玉禄; 樊未军; 赵文盛; 党占全 |
| 本发明公开了一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室，包括：外壳体、中心锥、整流支板、分流环、隔热屏、供油管和点火器；外壳体的前段、分流环和中心锥由外而内依次布置，且彼此之间形成环形气流通道；外壳体的中后段和隔热屏由外而内布置，形成燃烧腔；整流支板为弯曲结构，且在中心锥和分流环之间径向分布有多个；中心锥上具有第一环形凹腔，分流环上具有第二环形凹腔，第一环形凹腔和第二环形凹腔的位置对应，且凹向相反，并沿轴向方向位于整流支板的后方。本发明在整流支板结合双凹腔的双重作用下，在确保整个装置紧凑性的前提下，增加燃烧效率和火焰稳定性。 | ||||||
| 134 | 带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机 | CN202310252539.5 | 2023-03-15 | CN116181485A | 2023-05-30 | 徐旭; 王旭; 刘永祺; 杨庆春 |
| 本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机。带有加力燃烧室的高马赫数冲压发动机，包括飞行器主体、发动机下壁面以及进气道；飞行器主体内具有燃料油箱；飞行器主体与发动机下壁面之间围设有隔离段、第一燃烧室以及喷管段；隔离段远离第一燃烧室的一侧具有进气道；还包括粉末燃料喷注组件以及第二燃烧室；粉末燃料喷注组件设置于飞行器主体，第二燃烧室形成于第一燃烧室与喷管段之间；粉末燃料喷注组件能够向第二燃烧室内喷注金属燃料，金属燃料能够在第二燃烧室内与燃烧产物进行二次燃烧，二次燃烧产生的能量用于提高飞行器的推力。 | ||||||
| 135 | 一种加力燃烧室外涵可变流通面积调节机构 | CN202211713807.0 | 2022-12-29 | CN115962482A | 2023-04-14 | 王建培; 才娟; 郝燕平; 蔚夺魁 |
| 本申请属于航空发动机设计领域，为一种加力燃烧室外涵可变流通面积调节机构，包括动力件、传动件、静止环和流量调整环；当加力燃烧室工作时，外涵冷却气在外涵冷却通道内持续流动，当动力件通过传动件驱动流量调整环向靠近静止环位置处移动，使得外涵流道面积减小，当流量调整环与静止环相贴时，达到贴合态，外涵通道堵塞比最大，外涵流通面积达到最小；当需要增大外涵面积时，动力件通过传动件驱动流量调整环向远离静止环位置处移动，实现分离态，外涵通道堵塞比减小，外涵流通面积达到增大；实现外涵面积的大范围调节，减小外涵面积调节机构的长度，从而减小加力燃烧室的长度和重量。同时调节机构简单、稳定，工作效率高。 | ||||||
| 136 | 一种以径向稳定器为主体的加力燃烧室 | CN202211413787.5 | 2022-11-11 | CN115789696A | 2023-03-14 | 鲍占洋; 刘宝; 曹茂国; 程荣辉; 游庆江; 徐兴平; 姜雨; 陈砥; 柏汉松; 马宏宇; 丛佩红; 刘伟琛; 周春阳; 郭洪涛; 董立 |
| 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种以径向稳定器为主体的加力燃烧室。本申请的以径向稳定器为主体的加力燃烧室，利用多个周向均布的径向稳定器2作为加力内部扩压、火焰稳定结构的主承力构件，可以有效的保证外涵出口尺寸精度和工作稳定性；合流环4尾缘与径向稳定器2固定，合流环4前缘与涡轮后机匣采用轴向插接浮动结构，在有效的保证外涵出口尺寸精度和稳定性的同时，可避免合流环4与机匣之间的热位移不协调问题；传焰环3直接与径向稳定器2做为一体，但相邻传焰环段之间预留伸缩缝，可以避免传焰环3与径向稳定器2之间的热位移方向不一致问题；加力总管6布置于机匣外部，可避免造成不必要外涵流动损失。 | ||||||
| 137 | 一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室 | CN202210975376.9 | 2022-08-15 | CN115307179A | 2022-11-08 | 张荣春; 赵玉禄; 樊未军; 赵文盛; 党占全 |
| 本发明公开了一种弯曲支板双凹腔一体化加力燃烧室，包括：外壳体、中心锥、整流支板、分流环、隔热屏、供油管和点火器；外壳体的前段、分流环和中心锥由外而内依次布置，且彼此之间形成环形气流通道；外壳体的中后段和隔热屏由外而内布置，形成燃烧腔；整流支板为弯曲结构，且在中心锥和分流环之间径向分布有多个；中心锥上具有第一环形凹腔，分流环上具有第二环形凹腔，第一环形凹腔和第二环形凹腔的位置对应，且凹向相反，并沿轴向方向位于整流支板的后方。本发明在整流支板结合双凹腔的双重作用下，在确保整个装置紧凑性的前提下，增加燃烧效率和火焰稳定性。 | ||||||
| 138 | 一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室 | CN202210868491.6 | 2022-07-21 | CN115183275A | 2022-10-14 | 徐庆泽; 程岩岩; 高源; 郝燕平; 王建培; 邵万仁; 孙佳琪; 陈洪林 |
| 本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用中长短支板整流、遮挡的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括长支板、中支板、短支板、合流环和内锥体，在进行加力燃烧时，内涵气流先进入到多个长支板之间进行整流，相邻长支板之间距离较大，弯扭度较小，此时内涵气流的进口气流角也较大，实现初步的整流；进入到2个中支板之间的内涵气流进行整流之后，而后进入到短支板与中支板之间，短支板的弯扭度更大，实现更短距离的整流，整流完成后进入到第二平直段和第三平直段之间实现沿着航空发动机轴线方向的流动，进行组织燃烧。整流所需要整体长度减少，重量减少，加力燃烧室的长度减少，加力燃烧室重量大幅减少。 | ||||||
| 139 | 一种用于加力燃烧室的齿轮传动后涵道引射器 | CN202210432811.3 | 2022-04-24 | CN114526175B | 2022-07-26 | 王永明; 吴小飞; 林建府; 王旭东; 张勋; 徐新文; 黄晓峰; 勾阳 |
| 本发明提供一种用于加力燃烧室的齿轮传动后涵道引射器，包括：曲柄，所述曲柄包括曲轴和固定在所述曲轴一端的圆柱齿轮；所述曲轴贯穿固定在所述加力燃烧室中的外涵机匣上；旋转板，所述旋转板为环状结构，套设于所述加力燃烧室的头部外圈，所述旋转板一侧的环形端面上设置面齿轮，所述面齿轮与所述曲柄的圆柱齿轮相互啮合；驱动装置，所述驱动装置设置于外涵机匣外壁，驱动端与曲轴连接，以驱动曲柄绕中心轴旋转，带动旋转板周向旋转。本发明采用驱动源外置在外涵机匣上、齿轮传动结构以及柔性支撑结构，具有流阻低、结构空间紧凑、运动副少、定心可靠、对轴径向误差不敏感等优点，满足双外涵机匣结构特点等综合性要求。 | ||||||
| 140 | 一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法 | CN202110469306.1 | 2021-04-28 | CN113202634A | 2021-08-03 | 曹茂国; 程荣辉; 姜雨; 尚守堂; 马宏宇; 徐兴平; 游庆江; 陈砥; 刘宝; 鲍占洋 |
| 本申请属于发动机控制技术领域，涉及一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法，所述方法包括：进行油路划分及喷嘴布局设计，设计四路供油管路；确定飞行包线内的多个状态点的氧气浓度分布规律，构建传焰槽外侧氧气浓度比例与加力燃烧室进口截面外内涵的气流流量之间的关系；确定四个油路在传焰槽外侧的供油量占比；基于全加力状态下各角向加力推力均匀，确定点火扇区油路及负油路的油量之比；根据所述负油路与主油路互为分压的关系，设定所述负油路与主油路的总量为y，确定所述负油路与主油路的油量与所述y之间的关系；基于已知的总的加力油量，计算四个油路的供油目标值。本申请拓宽了加力燃烧室组织燃烧形式的可选范围。 | ||||||
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