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公开(公告)号：CN110107406B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN201910271406.6
申请日：2019-04-04
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： F02C7/266
摘要： 一种阳极自冷却式等离子体点火器，点火器阴极、绝缘套和阴极安装座同轴安装在点火器核心层内腔，绝缘套下端外表面与点火器核心层内表面之间形成气体通道；点火器阴极固定在阴极安装座内，并使引弧端伸出绝缘套的下端面后在电离区与点火器核心层之间形成高温电弧，从而在电离区产生高温等离子体。本发明的点火器外壳与点火器内隔层之间有一级冷却通道，点火器内隔层与点火器核心层之间有二级冷却通道。本发明提高了等离子体点火器的工作可靠性，延长了点火器的使用寿命，并且极大地简化了将现有等离子体点火器在航空发动机上应用的进气装置，更有利于等离子体点火器在航空发动机燃烧室对点火器尺寸、进气形式等有特殊要求的动力装置上的应用。
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公开(公告)号：CN114576015B
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202210141950.0
申请日：2022-02-16
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
摘要： 本发明公开了一种航空涡轮发动机燃油智能供油装置，其包括供油圈和燃油喷嘴喷连接部，供油圈包括主供油圈和至少一个副供油圈；燃油喷嘴喷连接部的一端与供油圈连接，另一端与燃油喷嘴连接，燃油喷嘴连接部上开设有主供油通道、副供油通道和喷嘴安装通道，主供油通道和副供油通道均与喷嘴安装通道相连通，燃油喷嘴安装在喷嘴安装通道的出口上且燃油喷嘴的进油口通过喷嘴安装通道同时与主供油通道和副供油通道相连通，主供油通道与主供油圈相连通，副供油通道与副供油圈相连通。本发明实现了供油量调节范围的扩大和主级燃油喷嘴在燃烧室头部圆周方向供油的均匀性。
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公开(公告)号：CN113153539B
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202110298162.8
申请日：2021-03-19
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： F02C7/266
摘要： 本发明公开了一种单双路结合的三维旋转滑动弧等离子体激励器，其包括：内层旋流器、外层旋流器、阴极燃油喷嘴、内路阳极金属环、外路阳极金属环和阴极唇形环，内层旋流器包括燃油喷嘴接口、第一导流叶片和内环壁，阴极燃油喷嘴与内路阳极金属环之间施加电压时，阴极燃油喷嘴与内路阳极金属环之间的空间内产生等离子体电弧；外层旋流器包括第二导流叶片和外环壁，外路阳极金属环与阴极唇形环之间施加电压时，外路阳极金属环与阴极唇形环之间的空间内产生等离子体电弧。本发明采用内外两层旋流器，内外两组电极可同时产生等离子体电弧，不仅保证了混合气点火的可靠性和稳定性，而且能将混合气充分裂解燃烧，并注入活性粒子，拓宽航空发动机燃烧室的点火边界，提高燃烧效率。
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公开(公告)号：CN113776089B
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202111076920.8
申请日：2021-09-14
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
摘要： 一种组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部，二级文氏管套在一级文氏管的外圆周上。在二级文氏管的环形槽上固定有平板高压电极和圆环高压电极。平板高压电极和圆环高压电极通过连接导线连通并接入等离子体单高压电源的高压端；组合型介质阻挡放电等离子体航空发动机燃烧室头部的接地电极通过导线直接与地线相连中，使平板型DBD等离子体放电结构与圆管型DBD等离子体放电结构结合并能够进行两次电离，对进入燃烧室的气流以及燃油施加介质阻挡放电等离子体后，能够使燃烧更加充分，扩宽燃烧的熄火边界，且结构简单、制作和安装方便、通用性强，同样适用于其他具有类似结构的燃烧室。
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公开(公告)号：CN114444196A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111472323.7
申请日：2021-12-06
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种自适应缝隙调节可变弯度导叶设计方法，其包步骤一、确定进口导流叶片不同展向位置处设计点的进口来流马赫数和设计出口气流角；步骤二、确定前叶弦长Cfb；步骤三、确定最大厚度Tmax；步骤四、确定叶型；步骤五、确定缝道；步骤六、转轴位置的选择，步骤七、选出合适的转轴位置；步骤八、将不同高度，按步骤一到步骤七获得的基元叶型延转轴位置进行展向积叠，形成叶片的实体。本发明还公开了一种利用上述方法获得自适应缝隙调节可变弯度导叶装置。本发明设计的导叶装置，拓展了可变弯度叶片工作范围，在相同工况条件下，减小落后角，降低总压损失系数。
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公开(公告)号：CN112413642B
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202011237939.1
申请日：2020-11-09
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： F23R3/00
摘要： 本发明公开了一种航空发动机智能燃烧室，包括火焰筒、燃烧室外壳、高压涡轮导向器、滑动弧点火装置、激光发生分束系统和燃烧控制系统，火焰筒设置在燃烧室外壳内，高压涡轮导向器与火焰筒同轴设置且位于火焰筒的出气口处，滑动弧点火装置安装在火焰筒进气口处；激光发生分束系统设置在燃烧室外壳外用于发射测量激光信号和对比激光信号，燃烧控制系统和激光发生分束系统均与高压涡轮导向器连接用于传输测量激光信号，燃烧控制系统还与激光发生分束系统连接用于接收对比激光信号，燃烧控制系统与滑动弧点火装置连接用于控制滑动弧点火装置工作。本发明能够实时监测航空发动机燃烧室工作状态，通过启动滑动弧点火装置对燃烧室工作状态实时调整。
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公开(公告)号：CN110439691A
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201910719618.6
申请日：2019-08-06
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： F02C7/266
摘要： 本发明公开了一种基于航空发动机加力燃烧室的等离子体值班火焰点火器，包括火焰稳定器和嵌入式阴极组合体，嵌入式阴极组合体包括连接套管、阴极壳体、横向绝缘管、Y型阴极、导杆壳体、纵向绝缘管和通电导杆，连接套管套与阴极壳体螺纹连接，连接套管右端与火焰稳定器焊接，横向绝缘管左中部设于阴极壳体内，Y型阴极闭合端设置在横向绝缘管内；导杆壳体垂直设置在阴极壳体的左侧顶部，纵向绝缘管的上中部设于导杆壳体内，纵向绝缘管的下端穿过阴极壳体后且端部位于横向绝缘管的右部内，通电导杆的上中部设于纵向绝缘管内。本发明解决了现有航空发动机加力燃烧室工作环境恶劣、结构较复杂、不利于稳定快速点火和持续组织燃烧的问题。
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公开(公告)号：CN107420199A
公开(公告)日：2017-12-01
申请号：CN201710204625.3
申请日：2017-03-31
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
摘要： 一种航空发动机燃烧室旋转滑动弧等离子体助燃激励器，轴流旋流器位于阳极壳体内中段。阴极锥体电极位于圆孔式轴流旋流器的下方；阴极电极杆的下端穿过圆孔式轴流旋流器的中心孔，并装入阴极锥体电极上端面的中心盲孔内。阴极电极杆的上端装入电极安装隔离座的中心孔内。电极安装隔离座固定在阳极壳体内孔大直径段端头处。在阳极壳体大直径段外圆周表面安装有与发动机供气装置密封连接的进气嘴。本发明提高了航空发动机燃烧室的燃烧效率、改善燃烧室出口均匀性以及扩宽燃烧室的稳定燃烧范围，克服了现有等离子体助燃技术不适于在航空发动机燃烧室的高温高压环境中使用的不足，具有能产生大量的活性粒子、尺寸小、结构简单以及通用性强等特点。
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公开(公告)号：CN107366928A
公开(公告)日：2017-11-21
申请号：CN201710469359.7
申请日：2017-06-20
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
IPC分类号： F23R3/00
CPC分类号： F23R3/00 , F23R2900/00008
摘要： 一种发动机燃烧室的等离子体助燃方法，将等离子体助燃激励器安装在发动机燃烧室外机匣上，通过等离子体助燃激励器内预先产生化学活性粒子实现对航空发动机环形燃烧室、航空发动机环管型燃烧室、航空发动机加力燃烧室和地面燃气涡轮发动机环形燃烧室的助燃。本发明能够提高发动机燃烧室的出口截面平均温度和燃烧室燃烧效率、改善燃烧室出口温度分布的不均匀性。本发明无需改变发动机燃烧室原有的结构，将等离子体助燃激励器插入火焰筒内，避免了燃烧区域的高温对激励器的烧蚀，同时也减小了激励器高压电屏蔽的难度，保证了等离子体助燃激励器的用电安全。
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公开(公告)号：CN118794585A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202411023004.1
申请日：2024-07-29
申请人： 中国人民解放军空军工程大学
摘要： 本发明公开了一种航空发动机力矩测试装置及安装推力评估方法，包括承载平台和第一测力机构、第二测力机构、第三测力机构；第一测力机构包括第一测力部、第一显示装置和第一滑道，第一测力部沿第一滑道前后滑动，第二测力机构包括第二测力部、第二显示装置和第二滑道，第二测力部沿第二滑道左右滑动，第三测力机构与第二测力机构结构相同，第一测力部、第二测力部和第三测力部上均设置有压力检测装置。本发明的力矩测试装置上放置待测试飞机，该待测试飞机上安装发动机，通过第一测力部、第二测力部和第三测力部检测航空发动机起动后待测试飞机起落架机轮的压力，解决了航空发动机未装机进行推力测试的问题，提高了航空发动机推力测试的准确性。
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