| 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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| 161 | 一种加力燃烧室出口温度误差修正的方法 | CN202010756288.0 | 2020-07-31 | CN112033681B | 2022-07-26 | 文清兰; 于小兵 |
| 本发明公开了一种加力燃烧室出口温度误差修正的方法，该方法利用计算机仿真得到加力燃烧室出口的密流分布及各环面密流平均值，将密流作为出口平均温度的权重因子，考虑了加力燃烧室出口密流分布不均匀带来的差异，可修正加力燃烧室由于出口密流分布不均匀带来的误差，较原数据处理方法，提高了数据可信度，进而达到准确判定加力燃烧室燃烧效率的目的。 | ||||||
| 162 | 一种多级喷油孔中心锥一体化加力燃烧室 | CN202110422656.2 | 2021-04-14 | CN113048513B | 2022-07-01 | 张群; 王紫欣; 高耀红; 马晓曦; 王晓燕 |
| 本发明提供了一种多级喷油孔中心锥一体化加力燃烧室，在中心锥上设置有多级喷油孔，中心锥为空心且呈阶梯状，阶梯状的中心锥结构增大了高温燃气和燃油通道内燃油换热的表面积，在阶梯处形成冲击换热，强化了换热，由于多级中心锥结构，高温燃气在流经时会在每两级突扩间形成角涡，在下游产生更加明显的回流区。中心锥燃油通道内被预热的燃油通过多级中心锥上布置的喷油孔喷出，在下游进行燃烧，每两级之间的倾斜面使得燃油在其上形成预膜，当下一级的喷油孔喷出燃油时，该液膜会被破碎，形成二次雾化，进一步提高雾化效果及油气混合均匀程度，进而提高了燃烧效率，多级中心锥结构也有助于在加力燃烧室中心形成回流区稳定燃烧。 | ||||||
| 163 | 一种径向传焰加力燃烧室供油规律设计方法 | CN202110469306.1 | 2021-04-28 | CN113202634B | 2022-02-22 | 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。 | ||||||
| 164 | 一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法 | CN202110561658.X | 2021-05-23 | CN113361027A | 2021-09-07 | 马宏宇; 程荣辉; 刘伟琛; 曹茂国; 姜雨; 刘宝; 徐兴平 |
| 本申请属于飞机发动机设计领域，涉及一种隐身加力燃烧室导流支板设计方法。该方法包括：步骤S1、根据导流支板设计的边界条件确定导流支板的结构参数，所述结构参数包括导流支板数量、位置及长度；步骤S2、将所述导流支板划分为多个径向位置，根据三维仿真计算结果，获得各个径向位置的特征流线；步骤S3、根据隐身遮挡要求对所述特征流线进行极坐标变换，获得初始支板型面；步骤S4、通过三维仿真迭代，对不符合气动要求的部分型面进行局部修正，获得最终支板型面。本申请能够快速、便捷的对导流支板进行设计，提高了飞机发动机隐身性能。 | ||||||
| 165 | 一种AI调控的加力燃烧室内外涵掺混装置 | CN202110148599.3 | 2021-02-03 | CN113048511A | 2021-06-29 | 李井华; 黄蓉 |
| 本发明公开了一种AI调控的加力燃烧室内外涵掺混装置，属于航空发动机加力燃烧室领域；本发明通过改变掺混装置叶片的空间位置达到改变外涵气流倾斜角度和进气量，从而实现使出口温度和速度分布均匀、减少流动损失和红外隐身的目的；当需要调节出口温度和速度分布时，控制终端根据当前燃烧室进口参数计算所需燃油流量再计算出掺混装置叶片的空间姿态角，即掺混装置叶片的旋转角度，并转换成调节信号传递到液压机械系统中；机械系统利用液压能控制伸缩支杆运动，进而控制掺混装置叶片旋转运动，通过改变外涵气流流入的倾斜角度和进气量来调节燃烧室出口温度和速度分布，从而实现使出口温度和速度分布均匀、减少流动损失和红外隐身的目的。 | ||||||
| 166 | 一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室 | CN201811430020.7 | 2018-11-28 | CN109595589B | 2020-12-08 | 张群; 李程镐; 刘强; 杨福正; 曹婷婷; 海涵; 张鹏; 王鑫 |
| 本发明提供了一种应用双级旋流器的一体化加力燃烧室。将涡轮后整流支板与火焰稳定器用一个二级旋流器代替并在旋流器出口设计文氏管结构，旋流器两级分别为轴向和径向设计，更容易在下游形成较为稳定、尺寸范围较大和旋涡流动较强的低速回流区。第一级轴向旋流器叶片内部有燃油通道，叶片侧面及尾部布置有燃油喷孔，并在喷口处设置支板结构。燃油在燃油通道中吸收热量进行预热，通过第一级轴向旋流器叶片上的燃油喷孔喷出，并与支板发生碰撞。本发明的优势在于创造性的在加力燃烧室中使用双级旋流器及文氏管结构，并加以独特的有支板、可喷油的叶片结构，可以有效地提高燃油雾化效果、燃烧稳定性和燃烧效率。 | ||||||
| 167 | 一种加力燃烧室出口温度误差修正的方法 | CN202010756288.0 | 2020-07-31 | CN112033681A | 2020-12-04 | 文清兰; 于小兵 |
| 本发明公开了一种加力燃烧室出口温度误差修正的方法，该方法利用计算机仿真得到加力燃烧室出口的密流分布及各环面密流平均值，将密流作为出口平均温度的权重因子，考虑了加力燃烧室出口密流分布不均匀带来的差异，可修正加力燃烧室由于出口密流分布不均匀带来的误差，较原数据处理方法，提高了数据可信度，进而达到准确判定加力燃烧室燃烧效率的目的。 | ||||||
| 168 | 一种高燃油调节比的加力燃烧室喷油装置 | CN201911161686.1 | 2019-11-22 | CN110822479B | 2020-09-29 | 周君辉; 宋勇; 陈溯; 刘驰; 王丹丹 |
| 本发明涉及航空动力技术领域，公开了一种高燃油调节比的加力燃烧室喷油装置，包括环管、进油管、转接座、喷油杆，其中，环管的内外侧均设有大喷油杆、小喷油杆。大喷油杆包括喷油杆内壁和喷油杆外壁，喷油杆内壁、喷油杆外壁与转接座连接，喷油杆内壁内侧固定设有凸台，凸台上侧设有挡块，挡块上处于压缩的弹簧，挡块环侧的喷油杆内壁上设有连通喷油杆外壁的过油孔，喷油杆外壁的外环侧设有与喷油杆内壁外侧连通的第二喷油嘴。本发明解决了现有发动机加力燃烧室、控制系统、油路系统的复杂度高及联合匹配工作调试难的问题，实现喷油装置在高调节比条件下可靠工作，加力燃烧室实现在宽流量范围内高效、稳定燃烧。 | ||||||
| 169 | 两种有声腔再生冷却式加力燃烧室及其应用 | CN201510725064.2 | 2015-11-02 | CN105222159B | 2019-06-04 | 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。 | ||||||
| 170 | 一种带支板及冷却结构的一体化加力燃烧室 | CN201811165867.7 | 2018-10-08 | CN109340820A | 2019-02-15 | 张群; 曹婷婷; 杨福正; 李程镐; 刘强; 张鹏; 王鑫; 海涵 |
| 本发明提供了一种带支板及冷却结构的一体化加力燃烧室，在一体化加力燃烧室中采用支板以及冷却结构，加力内锥设置中空作为供油油路，加力燃烧室在燃烧过程中可以对加力内锥中的燃油进行预热，使燃油达到蒸发或超临界状态，在整流支板火焰稳定器内部布置单通道，两侧分布支板和燃油喷射孔进行燃油喷射，能够提高燃油雾化蒸发效果；整流支板火焰稳定器内设置冷却置冷却气腔，避免喷油管因过热导致的结焦堵塞，在整流支板火焰稳定器后壁布置气膜冷却孔，对后壁进行气膜冷却，从而现在高温高速气流中的稳定高效燃烧。 | ||||||
| 171 | 一种采用平面扇形喷嘴供油的加力燃烧室 | CN201810219559.1 | 2018-03-16 | CN108844094A | 2018-11-20 | 韩宗英; 颜应文; 刘云鹏; 李井华; 刘勇 |
| 本发明公开一种采用平面扇形喷嘴供油的加力燃烧室，属于航空发动机领域，本发通过在加力燃烧室中供油装置上设置有支板，且沿着加力燃烧室的圆周垂直方向均匀布置；支板内侧径向设置有喷油杆，在喷油杆的侧壁径向设置有平面扇形喷嘴且平面扇形燃油喷嘴的开口横截面为V型；本发明的设计扩大了燃油喷雾扩张角，减小喷嘴数量，增大喷嘴直径，同时使燃油径向和周向浓度分布更加均匀，便有加力燃烧室可靠稳定燃烧，解决了现有技术中存在的问题。 | ||||||
| 172 | 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管 | CN201410802899.9 | 2014-12-19 | CN105756808B | 2018-01-23 | 邓洪伟 |
| 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管，其特征在于：喷管外壁筒体、第一喷管外壁收敛段、第二喷管外壁收敛段、喷管内壁筒体、喷油环及点火装置、火焰稳定器、喷管内壁收敛段、喷管内壁扩张段、塞体组成，喷管外壁筒体、第一喷管外壁收敛段和第二喷管外壁收敛段通过法兰安装边相互连接组成环形的外壁通道壁面，喷管内壁筒体、喷管内壁收敛段、喷管内壁扩张段通过法兰安装边连接成环形的内壁通道壁面，喷油环及点火装置、火焰稳定器在外壁通道壁面和内壁通道壁面所围成的环形通道I内。本发明的优点：发动机在高空状态具有较好的推力系数和对雷达波有一定的衰减作用。 | ||||||
| 173 | 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 | CN106678876A | 2017-05-17 | 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。 | ||||||
| 174 | 一种喷油稳定一体化的组合加力燃烧室 | CN201410788168.3 | 2014-12-18 | CN105757717A | 2016-07-13 | 刘宝; 游庆江; 徐兴平; 鲍占洋; 刘涛; 陈砥; 胡玉德; 刘燕燕; 高家春 |
| 一种喷油稳定一体化的组合加力燃烧室，其特征在于：所述的喷油稳定一体化的组合加力燃烧室，包括稳定器侧壁，喷油杆，喷油杆上的喷油堵头，尾板；其中：稳定器侧壁与尾板组成一个腔体，喷油杆置于该腔体之中，喷油杆上的喷油堵头通过侧壁上开的孔伸出。所述的稳定器侧壁尾缘张开30～120°，形成一定宽度的钝体，稳定火焰。本发明的优点：本发明所述的喷油稳定一体化的组合加力燃烧室，有效缩短喷油点与稳定器尾缘的最短距离，大大降低高温条件下燃油自燃造成的烧蚀风险；结构简单紧凑，大大降低流阻损失。 | ||||||
| 175 | 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管 | CN201410802899.9 | 2014-12-19 | CN105756808A | 2016-07-13 | 邓洪伟 |
| 一种带有加力燃烧功能的轴对称塞式喷管，其特征在于：喷管外壁筒体、喷管外壁收敛段、喷管外壁收敛段、喷管内壁筒体、喷油环及点火装置、火焰稳定器、喷管内壁收敛段、喷管内壁扩张段、塞体组成，喷管外壁筒体、喷管外壁收敛段和喷管外壁收敛段通过法兰安装边相互连接组成环形的外壁通道壁面，喷管内壁筒体、喷管内壁收敛段、喷管内壁扩张段通过法兰安装边连接成环形的内壁通道壁面，喷油环及点火装置、火焰稳定器在外壁通道壁面和内壁通道壁面所围成的环形通道I内。本发明的优点：发动机在高空状态具有较好的推力系数和对雷达波有一定的衰减作用。 | ||||||
| 176 | 用于将稳焰器臂连接至加力燃烧室壳体的装置 | CN200980133187.X | 2009-08-31 | CN102132100B | 2013-08-21 | 迪迪尔·希波莱特·埃尔南德斯; 卡罗琳·杰奎琳·德尼丝·柏杜; 杰克斯·马赛尔·阿瑟·布奈尔; 雅恩·弗朗索瓦·吉恩-克劳德·威尔蒙特 |
| 用于内外涵式涡轮喷气发动机的加力燃烧室的稳焰器装置，所述涡轮喷气发动机包括第一内部环形壳体(3)和第二内部环形壳体(5)，二者限定用于主流的通道(4)，以及与所述第一内部环形壳体(3)一起限定用于旁路流的通道(1)的外部环形壳体(2)；所述稳焰器装置包括至少一个由金属制成的臂支架(8)，所述臂支架设计为通过上板(9)连接至所述外部壳体(2)，以及至少一个稳焰器臂(7)；所述稳焰器臂(7)具有由复合材料制成的一体式结构，并包括两个结合在一起的壁(28a，28b)，所述壁被设置为限定具有基本为V形轮廓的凹部，所述壁在其位于旁路流中的顶部(31a，31b)支撑用于固定到所述臂支架(8)的固定机构(34a，34b)，其特征在于所述顶部(31a，31b)基本上是平的，并且彼此相对设置。 | ||||||
| 177 | 带加力燃烧的涡扇发动机二元塞式喷管 | CN201210014141.X | 2012-01-17 | CN102536514A | 2012-07-04 | 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。 | ||||||
| 178 | 一种一体化加力燃烧室 | CN202223253655.9 | 2022-12-06 | CN219063525U | 2023-05-23 | 刘存良; 王怡豪; 曹飞飞; 白晓辉; 刘海涌 |
| 本发明一种一体化加力燃烧室，属于燃气涡轮发动机领域；包括加力燃烧室筒体和中心锥；还包括整流支板与V型火焰稳定器一体化结构，若干整流支板与V型火焰稳定器一体化结构沿周向均布于中心锥的外周面；所述整流支板与V型火焰稳定器一体化结构包括整流支板和V型火焰稳定器，V型火焰稳定器的两侧壁与整流支板的尾端平滑相接。本发明通过设置整流支板与V型径向火焰稳定器一体化结构，并限定具体的整流支板与V型火焰稳定器一体化结构长度参数范围，可以在有效形成回流区、拓宽点火边界、提高火焰稳定性的同时有效减轻加力燃烧室质量。 | ||||||
| 179 | 一种加力燃烧室合流环 | CN201821592654.8 | 2018-09-28 | CN208885398U | 2019-05-21 | 姜雨; 鲍占洋; 刘宝; 徐兴平; 游庆江; 陈砥; 高家春 |
| 本申请属于航空发动机燃烧室设计技术领域，特别涉及一种加力燃烧室合流环，包括：呈筒状的主机，轴向一端端面上沿周向方向开设有圆环槽；合流环，包括呈环状的合流环前缘卷边以及呈锥形的合流环主体，所述合流环前缘卷边的轴向一端背向轴心完成预定角度的折翻，并卡和到所述圆环槽内，轴向另一端与所述合流环主体的最小直径的一端连接，在所述合流环主体的另一端沿轴向方向开设有伸缩缝；密封条，密封贴在所述合流环主体外壁面上的所述伸缩缝上；呈筒状的外壁机匣，同轴套设在所述合流环上；连板，连接所述外壁机匣与所述合流环主体的轴向另一端端部。有效控制合流环尾缘的振动偏摆和变形。 | ||||||
| 180 | 一种通过分层验证实现加力燃烧室高精度燃烧仿真方法 | CN202210932711.7 | 2022-08-04 | CN115221815A | 2022-10-21 | 文清兰; 汪林全; 张琪; 刘永忠; 舒庆; 王亚; 冯小桃; 彭娅 |
| 本发明提供了一种通过分层验证实现加力燃烧室高精度燃烧仿真方法，包括如下步骤：①获取边界条件：将低压涡轮或涡轮支承后的仿真结果，作为加力燃烧室内涵通道进口流场中温度、压力、速度分布的边界条件；②仿真模拟：基于边界条件，在仿真环境中对加力燃烧室进行冷态流场模拟，并得到燃油在加力燃烧室不同位置中所处的气流工况范围；③降阶模拟；④燃烧仿真。本发明得加力燃烧室燃烧仿真中充分考虑了燃油在不同供油量、不同气动、几何参数下燃油雾化性能、分布差异，排除了燃油在加力燃烧室燃烧仿真中分布输入偏差带来的影响，有效提高加力燃烧室燃烧仿真精度。 | ||||||
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