| 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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| 241 | 具有低阻塞比的支板稳定器和一体化加力燃烧室 | CN202311153196.3 | 2023-09-08 | CN117433037A | 2024-01-23 | 王治武; 李民强; 李俊林; 詹义民; 肖静涛; 龙好 |
| 为了解决双外涵变循环发动机加力燃烧室宽广工况下的总压损失大和燃烧效率低的技术问题，本发明提出一种具有低阻塞比的支板稳定器、一体化加力燃烧室。本发明的支板稳定器包括两组支板稳定单元和一个三角形稳定器，两组支板稳定单元平行且对称设置，三角形稳定器设置在两组支板稳定单元的后方，两组支板稳定单元之间形成中间流道、两组支板稳定单元与三角形稳定器之间均形成分流流道，中间流道和分流流道组成形流道，这样设置减小了阻塞面积，进而减小了阻塞比，最后减小总压损失，有利于提高加力燃烧室总压恢复性能。此外，由于位于后方的三角形稳定器后面形成稳定的回流区，提高了火焰稳定性和燃烧效率。 | ||||||
| 242 | 一种用于双涵道加力燃烧室部件试验的整流点火装置 | CN202310724621.3 | 2023-06-19 | CN117213861A | 2023-12-12 | 刘玉英; 姜祺; 刘广海 |
| 本发明提出一种用于双涵道加力燃烧室部件试验的整流点火装置，主要由节流降压段、蜗壳段、点火测量段组成。节流降压段与前方加温器连接，内部通入高温内涵气，通过管道型面调节装置可实现对内涵气流的节流降压功能，以满足不同的加力燃烧室内涵进口工况；蜗壳段与外涵管道连接，通过其内部的第一腔体、第二腔体、第三腔体实现将外涵气流由纵向转为轴向；点火测量段后接加力燃烧室，通过其点火测量模块、模型支板，可分别模拟射流点火火舌、涡轮出口流场，以期获得最符合发动机整机实际工况的加力燃烧室进口参数，点火测量模块中布置的压力、温度等测点可对加力燃烧室部件进口条件实时监控。在装置的气路流道中设有整流锥、整流格栅组件，分别对内、外涵气流进行整流。本发明能够保证减少气流损失的前提下对外涵气流进行大角度转向、整流，对内涵气流点火以模拟射流火舌，并模拟加力燃烧室部件进口真实流场和工况。 | ||||||
| 243 | 用于涡轮喷气发动机加力燃烧室的燃料喷射装置 | CN202280029528.4 | 2022-04-15 | CN117178146A | 2023-12-05 | 皮埃尔·安德烈·加布里埃尔·马尔博伊斯 |
| 本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机加力燃烧室的燃料喷射装置(34)，该燃料喷射装置包括：底座(80)、设置有燃料喷出端口(44)的燃料管(40)、设置有冷却空气通道端口(54)的空气管(50)以及限定了容积(72)的壳体(70)，该空气管(50)在容积中以一定间隙延伸。该燃料管延伸到容积(72)的外部，与壳体的在空气管和燃料管之间延伸的燃料管侧部部分(70A)相对并间隔开。壳体限定了将容积(72)与外部连接的冷却空气出口(74)。燃料管、空气管和壳体彼此独立地刚性连接到底座，并且从底座相对于彼此自由地延伸。因此，可以避免由于运行期间的差异膨胀引起的磨损问题。 | ||||||
| 244 | 航空发动机三涵道加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置 | CN202311018917.X | 2023-08-14 | CN117091845A | 2023-11-21 | 朱赟; 解亮; 杜成; 于忠强; 赫嘉伟; 董鹏飞 |
| 本申请具体涉及一种航空发动机三涵道加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，在具体应用时，可将外机匣、内机匣、内锥体、三涵道进气机匣后端连接加力燃烧室试验件，通过内涵进气道向加力燃烧室内涵道内通入内涵气，通过外涵进气道向加力燃烧室内通入外涵气，以及通过三涵道进气孔经环形集气腔、通气孔、后向三涵道进气道向三涵道内通入三涵道气，以此模拟加力燃烧室进口流场，且可利用外涵进气流场测量支杆、内涵进气流场测量支杆上布置的温度、压力等测点，对内涵进气道、外涵进气道的温度、压力进行测量，此外，可通过冷却进气管向内锥体夹层内通入冷气，该冷气可由内锥体上的气膜孔排出，以此能够保护内锥体不受高温内涵气侵蚀。 | ||||||
| 245 | 一种航空发动机加力燃烧室及其外涵喷油杆组件 | CN202311039171.0 | 2023-08-17 | CN117073013A | 2023-11-17 | 姜雨; 程荣辉; 周春阳; 徐兴平; 曹茂国; 鲍占洋; 刘宝; 陈砥; 刘伟琛; 游庆江; 李凯 |
| 本申请涉及一种航空发动机加力燃烧室，包括：外壁；合流环，在外壁内设置，与外壁之间构成外涵；内锥体，在合流环内设置，与合流环之间构成内涵；航空发动机加力燃烧室外涵喷油杆组件，包括：喷油杆，其上沿轴向分布有多个喷油孔；多个旋流喷嘴，设置在各个喷油孔中；隔热套，套设在喷油杆外周，其迎风面上具有外涵气进口，背风面上具有多个沿轴向分布的外涵气排出缝、旋流喷嘴安装孔，两侧具有后向向外扩张的导流壁，大致呈V型；各个旋流喷嘴自各个旋流喷嘴安装孔露出；其中，喷油杆连接在外壁上，贯穿外壁设置，伸入到外涵中；各个旋流喷嘴及其隔热套位于外涵中。 | ||||||
| 246 | 一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置 | CN202311018923.5 | 2023-08-14 | CN117054098A | 2023-11-14 | 朱赟; 赵明龙; 高超; 张哲衡; 白春雨; 董立; 范子钰 |
| 本申请属于航空发动机加力燃烧室试验技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，在具体应用时，可将外机匣后段、内机匣后段、内锥体后端连接加力燃烧室试验件，通过内涵进气道向加力燃烧室内涵道内通入内涵气，通过外涵进气道向加力燃烧室内通入外涵气，以此模拟加力燃烧室进口流场，且可利用外涵进气流场测量支杆、内涵进气流场测量支杆上布置的温度、压力等测点，对内涵进气道、外涵进气道的温度、压力进行测量。 | ||||||
| 247 | 一种发动机三涵道加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置 | CN202311018918.4 | 2023-08-14 | CN117054096A | 2023-11-14 | 朱赟; 刘德权; 杜凤磊; 包东冉; 杨闯; 丛长震; 李成一 |
| 本申请具体涉及一种发动机三涵道加力燃烧室试验进口流场模拟测量装置，在具体应用时，可将外机匣后段、内机匣后段、内锥体后端连接加力燃烧室试验件，通过内涵进气道向加力燃烧室内涵道内通入内涵气，通过外涵进气道向加力燃烧室内通入外涵气，以及通过三涵道进气孔经三涵道进气道向三涵道内通入三涵道气，以此模拟加力燃烧室进口流场，且可利用内涵进气流场测量支杆、内外涵进气流场测量支杆上布置的温度、压力等测点，对内涵进气道、外涵进气道的温度、压力进行测量。 | ||||||
| 248 | 一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室点火起爆系统 | CN202310697804.0 | 2023-06-13 | CN116538537A | 2023-08-04 | 周雄; 罗杨; 宋勇; 何国忠; 周君辉; 王丹丹 |
| 本发明公开了一种小型涡喷发动机增压加力燃烧室点火起爆系统，包括增压加力燃烧室、再生冷却换热器、燃油流路和起爆电嘴，本发明创新性地利用燃油再生冷却换热器提高供油油温，改善燃油雾化质量。通过燃油流路实现周向均匀喷注，利用高温燃气与喷注燃油横向射流之间的气动剪切，加快油滴破碎、蒸发与掺混速度，从而提升增压加力燃烧室点火起爆性能。同时采用再生冷却换热器与增压燃烧室环腔进行热交换，降低增压燃烧室环腔壁面的温度，大幅提升增压加力燃烧室热防护水平，延长其使用寿命。 | ||||||
| 249 | 航空发动机加力燃烧室内锥体上冷却孔排布形式设计方法 | CN202310388255.9 | 2023-04-12 | CN116502356A | 2023-07-28 | 陈瀚赜; 卢浩浩; 杨胜男; 尚守堂; 赵明; 吴飞; 李繁 |
| 一种航空发动机加力燃烧室内锥体上冷却孔排布形式设计方法，确定航空发动机后向红外隐身指标I指标、雷达隐身指标RCS指标；以航空发动机的性能参数作为边界约束，确定内锥体表面各区域的开孔面积S总限制，设计冷却孔排布形式；在设计冷却孔排布形式下，开展航空发动机后向腔体流场、红外辐射特性仿真计算，得到航空发动机后向红外辐射强度I隐身；在设计冷却孔排布形式下，开展航空发动机后向雷达散射特性仿真计算，得到航空发动机后向雷达散射特性强度RCS隐身；若I隐身>I指标或RCS隐身>RCS指标，则重新设计冷却孔排布形式。 | ||||||
| 250 | 用于加力燃烧室的弯折桁架式结构隔热屏及气膜形成的方法 | CN202110806512.7 | 2021-07-16 | CN113483354B | 2023-07-07 | 白晓辉; 刘存良; 刘海涌; 傅松; 王子文 |
| 本发明具体涉及一种用于加力燃烧室的弯折桁架式结构隔热屏，包括气膜孔板和冲击孔板，所述气膜孔板内侧为加力燃烧室主燃气涵道，所述冲击孔板与加力燃烧室的外壁面共同构成冷气外涵道；在所述气膜孔板与冲击孔板之间的空腔内设有矩阵排列的多个弯折单体桁架；在所述的气膜孔板上设有气膜孔；在所述冲击孔板上设有冲击孔；冷却气流通过冲击孔进入气膜孔板和冲击孔板之间的空腔，在空腔内形成的混合气流进入气膜孔形成气流射流，形成了气膜板上的气膜覆盖，阻隔燃气与发动机承力结构的直接接触，强化内部的对流换热，降低冷气利用量，且具有较好的力学性能，增强了双层壁隔热屏结构性能，提高加力燃烧室的寿命和可靠性。 | ||||||
| 251 | 一种外涵火焰稳定器、后涵道可变面积引射器及加力燃烧室 | CN202310362169.0 | 2023-04-07 | CN116293793A | 2023-06-23 | 刘玉英; 徐佳乐; 刘广海 |
| 本发明提供了一种外涵火焰稳定器、后涵道可变面积引射器及加力燃烧室。本发明提供的外涵火焰稳定器利用进气环和分流环之间的内涵进气狭缝，将内涵的高温燃气引入外涵火焰稳定器内部并在外涵火焰稳定器尾部构建局部高温区域，其间在外涵火焰稳定器内部供给燃油，使得燃油在高温燃气的作用下快速蒸发并从稳定器尾部的数个出气狭缝流出，最后进入到外涵火焰稳定器尾部的回流区中完成点火。并且，本发明还提出了一种与上述外涵火焰稳定器适配的后涵道可变面积引射器，通过在外筒体内壁上设置平动式滑块来控制外涵出口面积。此外，本发明还提供了一种采用了上述后涵道可变面积引射器的自适应循环发动机加力燃烧室。 | ||||||
| 252 | 加力燃烧室隔热屏与机匣之间的低约束高阻尼连接结构 | CN202310544398.4 | 2023-05-16 | CN116291871A | 2023-06-23 | 马艳红; 王东; 劳林建; 李超; 陈雪骑; 王永锋; 洪杰 |
| 本发明涉及航空发动机技术领域，特别提供了一种加力燃烧室隔热屏与机匣之间的低约束高阻尼连接结构，包括套筒、侧环、下柔性块、上柔性块、顶盖和中心轴，套筒下部底壁与隔热屏固定连接，侧环外壁与套筒内壁上端固定连接，且侧环内壁上设有环形凸台，中心轴下端设有倒置伞盖型的底罩，顶盖为伞盖结构，下柔性块和上柔性块为相对设置的半球型结构，且下柔性块和上柔性块的中央均设通孔，下柔性块设置在环形凸台下方与底罩之间，上柔性块设置在环形凸台上方与顶盖之间，中心轴穿过下柔性块、上柔性块和顶盖后，与机匣固定连接。本发明可有效释放隔热屏在各方向上的约束，并解决现有连接结构气流脉动激励下减振能力不足的问题。 | ||||||
| 253 | 一种变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构 | CN202310106328.0 | 2023-02-13 | CN116164309A | 2023-05-26 | 郝燕平; 高笛; 蔚夺魁; 王建培 |
| 本申请具体涉及一种变循环航空发动机加力燃烧室外涵流量调节机构，包括：联动环，套设在外机匣外周；外机匣内设置有合流环，合流环上沿周向开设有多个引射窗口；多个传动轴，沿周向贯穿外机匣设置；多个外摇臂，每个外摇臂对应连接在一个传动轴露出外机匣的部位上；多个外连杆，每个外连杆对应铰接在一个外摇臂、联动环之间；转环，在外机匣内设置，套设在合流环外周，沿周向开设有多个阀孔；多个内摇臂，每个内摇臂对应连接在一个传动轴露伸入内机匣的部位上；多个内连杆，每个内连杆对应铰接在一个内摇臂、转环之间；传动臂，连接在一个传动轴露出外机匣的部位上；作动筒，铰接在外机匣、传动臂之间。 | ||||||
| 254 | 一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法 | CN202310130788.7 | 2023-02-17 | CN116147021A | 2023-05-23 | 程岩岩; 王建培; 陈洪林 |
| 申请涉及一种航空发动机外凹腔点火加力燃烧室及操控方法，其中，航空发动机外凹腔点火加力燃烧室，包括：外机匣；合流环，在外机匣内设置，与外机匣构成外涵通道；内锥体，在合流环间设置，与合流环构成内涵通道；多个支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间，其内中空，侧壁具有多个喷油口；外凹腔稳定器，连接在合流环尾缘，外壁向外涵凸出，形成环形凹腔，朝向外机匣前端的侧壁具有多个沿周向分布的混合进气孔；多个近距离喷油杆、远距离喷油杆，贯穿外机匣、合流环设置，伸到对应的支板内；点火电嘴，贯穿外机匣、外凹腔稳定器外壁设置，伸入到外凹腔稳定器内；点火喷油嘴，贯穿外机匣设置，伸入到外涵内，位于外凹腔稳定器之前。 | ||||||
| 255 | 一种内外涵联焰装置及具有该内外涵联焰装置的加力燃烧室 | CN202211120738.2 | 2022-09-15 | CN115978584A | 2023-04-18 | 刘玉英; 徐佳乐; 刘广海; 谢奕 |
| 本发明提供了一种内外涵联焰装置，包括第一分流环、第二分流环、导流环、密封环、混合腔、喷油环和尾缘等结构。本发明利用第一分流环和第二分流环之间的第一气流通道，使外涵空气进入混合腔与内涵燃气混合，并利用设置在混合腔内的喷油环喷油，以形成易于燃烧的油气混合物。油气混合物再被混合腔尾部的火焰稳定器点燃，从而实现外涵空气的内外涵分级燃烧，大大降低了自适应循环发动机在大涵道比模态下的外涵组织燃烧难度。此外，本发明还利用可轴向平动的密封环实现对第一气流通道流通面积的连续控制，从而满足变循环发动机在不同工作模态下对外涵面积的调节需求。本发明还提供了一种具有所述内外涵联焰装置的加力燃烧室。 | ||||||
| 256 | 一种用于加力燃烧室出口总压测量与燃气取样的受感部 | CN202110715444.3 | 2021-06-27 | CN113465932B | 2023-04-07 | 田俊冲; 高超; 朱赟; 杜成; 刘德权; 张鑫; 赫嘉伟 |
| 本申请提供了一种用于加力燃烧室出口总压测量与燃气取样的受感部，包括：安装座；固定在安装座上的型槽件，在型槽件上固定有燃气堵板，使型槽件内形成燃气采样通道，在安装座两端分别设有下封板和取样接嘴；包覆在型槽件外侧的蒙皮组件，蒙皮组件固定在安装座上形成密封空间，且密封空间内具有隔水板，隔水板使得密封空间内形成能够供冷却介质流动的折返流道；安装在安装座上的进水管和回水管，其分别连通折返流道的进水口和回水口；在面向燃气来流方向的蒙皮组件上设有多个复合探头，其具有总压测量孔和燃气取样孔，复合探头通过燃气导管连通至型槽件；设置在燃气采样通道内的压力管，其一端连接至总压测量孔，另一端连接至压力接嘴。 | ||||||
| 257 | 一种小外涵出口面积的径向传焰一体化加力燃烧室 | CN202211413733.9 | 2022-11-11 | CN115789695A | 2023-03-14 | 程荣辉; 姜雨; 曹茂国; 鲍占洋; 徐兴平; 刘宝; 陈砥; 游庆江; 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设计制造领域，特别涉及一种小外涵出口面积的径向传焰一体化加力燃烧室，包括：合流环、内锥体、扩散器外壁、径向稳定器；合流环的外壁与扩散器外壁形成外涵通道，外涵通道出口处具有防震隔热屏；合流环的内壁与内锥体形成内涵通道；合流环沿气流流动方向逐渐扩张；合流环的尾端安装有多个周向分布的径向稳定器，径向稳定器的根部连接在合流环的内壁上，径向稳定器的尖部指向合流环中心线；径向稳定器具有空腔，所述空腔安装有加力喷杆，加力喷杆的喷嘴安装在径向稳定器的侧壁上，本申请整个火焰稳定系统完全布置于内涵气流中，可充分利用内涵气流温度高的有利条件，可保证加力燃烧效率和性能。 | ||||||
| 258 | 一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器 | CN202211126660.5 | 2022-09-16 | CN115574347A | 2023-01-06 | 何小民; 丁科技; 章宇轩 |
| 本发明公开了一种用于加力燃烧室的单进口单驻涡凹腔稳定器，包括机匣、导流板、N个径向支板、凹腔稳定器、以及防振隔热屏。本法采用径向支板和凹腔稳定器相结合的方式，一方面，一部分气流进入凹腔稳定器内，形成驻涡区，产生值班级火焰，并在径向支板作用下，驻涡区内值班级火焰向主流区卷吸，进而引燃主流区油气混合物；另一方面，在径向支板下游形成稳定回流区，促进已燃高温气流与主流进口来流油气混合物掺混。本发明在原有双进口凹腔驻涡稳定器结构的基础上，通过把凹腔进气改为单进口的方式，解决了原有双进口双驻涡凹腔稳定器阻塞比偏大、流场组织相对困难等突出问题，从而有效提升凹腔驻涡稳定器的性能。 | ||||||
| 259 | 一种应用于加力燃烧室的气动辅助雾化直射式喷嘴 | CN202110848558.5 | 2021-07-27 | CN113606610B | 2022-10-21 | 杨帅; 刘云鹏; 颜应文; 李井华; 徐龙超 |
| 本发明公开了一种应用于加力燃烧室的气动辅助雾化直射式喷嘴，属于航空发动机领域。本发明通过在支板侧面安装直射喷嘴处开设异形气流出口流道，使得支板内部高压气流通过异形气流出口流道垂直射出，对喷油杆直射式喷嘴喷出的燃油进行气动剪切，在剪切力的作用下燃油表面K‑H不稳定性增强，燃油射流表面破碎加剧，增强燃油气动雾化效果，使燃油空间分布变广、粒径小、燃油穿透深度增大，达到改善燃烧效率以及增强燃烧室周向联焰性能的效果。异形流道射流同时能对喷嘴出口局部进行冷却，防止积碳结焦影响喷嘴性能。本发明设计的气动辅助雾化直射式喷嘴加工难度较小，实际应用方便，燃油雾化效果较好，对加力燃烧室整体性能有较大提升。 | ||||||
| 260 | 一种采用气冷串列和分流支板整流的加力燃烧室 | CN202210863222.0 | 2022-07-21 | CN115200042A | 2022-10-18 | 王建培; 才娟; 卢景旭; 郝燕平; 徐庆泽; 马宏宇; 单学庆; 贾亢 |
| 本申请属于加力燃烧室设计领域，为一种采用气冷串列和分流支板整流的加力燃烧室，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括整流支板、分流支板、内锥体和合流环，整流支板包括弯扭段和平直段；在进行加力燃烧时，内涵气流依次经过分流支板和整流支板，在经过分流支板时内涵气流沿着分流支板的倾斜角度方向进行流动，内涵气流的角度得到调整，经过弯扭段的整流后内涵气流与航空发动机轴线之间的角度进一步减少，直至在到达平直段时内涵气流沿着航空发动机的轴线方向流出，完成整流。内涵气流的流速有效减少，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。 | ||||||
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