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公开(公告)号：CN111120107B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201911285954.0
申请日：2019-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体发动机技术领域，公开了一种发动机气体收集分流装置，包括壳体、进气集气管、排气集气管、隔板、支板、堵盖；壳体包括内壁、外壁，内壁与外壁同轴设置，内壁与外壁之间的空间形成气流通道；内壁外表面周向等距设置支板；内壁内表面径向设置隔板，隔板将内壁分隔成封闭的前腔和后腔；外壁外表面设置进气集气管、排气集气管，进气集气管与后腔连通，排气集气管与前腔连通，进气集气管的外端设置进气接口，排气集气管的外端设置排气接口，将两种不同介质分离，控制通入燃烧室的燃料，避免由于通入燃烧室的燃料过多造成燃烧室富燃环境以致点不着的现象，将驱动涡轮机的介质收集后排出或者重新分配，同时能根据燃烧室需求提供燃料供应。
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公开(公告)号：CN111120107A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911285954.0
申请日：2019-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体发动机技术领域，公开了一种发动机气体收集分流装置，包括壳体、进气集气管、排气集气管、隔板、支板、堵盖；壳体包括内壁、外壁，内壁与外壁同轴设置，内壁与外壁之间的空间形成气流通道；内壁外表面周向等距设置支板；内壁内表面径向设置隔板，隔板将内壁分隔成封闭的前腔和后腔；外壁外表面设置进气集气管、排气集气管，进气集气管与后腔连通，排气集气管与前腔连通，进气集气管的外端设置进气接口，排气集气管的外端设置排气接口，将两种不同介质分离，控制通入燃烧室的燃料，避免由于通入燃烧室的燃料过多造成燃烧室富燃环境以致点不着的现象，将驱动涡轮机的介质收集后排出或者重新分配，同时能根据燃烧室需求提供燃料供应。
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公开(公告)号：CN105449526A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510965043.8
申请日：2015-12-20
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种小型非冷却等离子体射流点火器，主要由阳极、阴极、气旋器、陶瓷、壳体、弹簧、供气管路(阴极接线管)组成。阳极、阴极、陶瓷等零件通过壳体和弹簧挤压固定，阴极和阴极接线管通过插接方式连接。本发明具有体积小、重量轻、使用方便、安装维护简单、点火能力强、可多次启动的优点，可作为各种加热器、燃烧室、航空发动机、以及ATR组合发动机的点火装置。
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公开(公告)号：CN115788705B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202211489891.2
申请日：2022-11-25
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种可重复使用的无毒过氧化氢\煤油发动机，包括起动箱，所述的起动箱上依次连接有气体发生器、燃气涡轮和推力室；燃气涡轮上还依次连接有煤油泵、过氧化氢二级泵和过氧化氢一级泵，气体发生器还与所述的过氧化氢二级泵相连；所述的过氧化氢二级泵的输入端还与所述的过氧化氢一级泵的输出端通过分流管相连；通过选取过氧化氢\煤油作为推进剂，实现了推进剂无毒环保，发动机依靠气体发生器中过氧化氢分解的高温富氧燃气作为初始能源，与煤油和过氧化氢在燃烧室中点火燃烧，代替了传统过氧化氢发动机的催化剂床，使得发动机的结构重量大幅降低，提高了发动机比冲性能高，解决了现有技术中发动机的比冲不高的技术问题。
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公开(公告)号：CN113790109B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111050763.3
申请日：2021-09-08
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种适用于复合材料发动机的支板喷注器连接及密封结构；用于解决现有发动机支板喷注器无法适应复杂环境和结构体材料不同的问题。本发明包括燃烧室壳体、支板喷注器、密封垫、压环、螺母和供油嘴，其中支板喷注器包括定位台、圆柱段、固定螺纹段、转接螺纹段；燃烧室壳体从内向外依次包括定位槽、通孔、密封槽和限位台；支板喷注器依次穿过定位槽、通孔、密封槽和限位台；定位台位于定位槽内；圆柱段穿过通孔和密封槽,限位台内设置有压环的主体，压环的密封端设置在密封槽内，密封槽内还设置有密封垫，密封垫与压环的密封端接触；固定螺纹段用于和螺母配合连接；所述转接螺纹段用于连接供油嘴。
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公开(公告)号：CN113154448B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202110482174.6
申请日：2021-04-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F23R3/28
摘要： 本发明提供一种用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置，解决现有矩形燃烧室上布置支板喷注器和稳定器不适用于圆形燃烧室中，支板喷注器连接存在繁冗、耗时、可靠性差问题。装置包括燃烧室本体和M个喷注组；燃烧室本体包括入口壳体、稳压壳体和锥筒结构的喷注器安装壳体；稳压壳体内壁设有环形缺口；每个喷注组包括沿喷注器安装壳体周向均布的N个支板喷注器，且所有支板喷注器圆周均布；支板喷注器包括喷注器本体、紧固螺母和密封圈；喷注器本体设在喷注器安装壳体上，其内部设有介质通道；喷注器本体上设有外螺纹和径向喷注孔；密封圈位于安装壳体内壁和限位块间；紧固螺母与外螺纹配合；M个喷注组的喷注器本体构型不同。
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公开(公告)号：CN114440260A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202011189759.0
申请日：2020-10-30
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及发动机热防护技术，具体涉及燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，以解决现有发动机燃烧室高热流区域凹腔采用的主动冷却装置存在换热效率低且使用性能差的问题。本发明所采用的技术方案为：一种燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，包括外壳体、冷却槽道和定向发汗冷却面板；外壳体背面设置在燃烧室内壁上，外壳体正面设置有凹腔内安装有冷却槽道和定向发汗冷却面板，外壳体的背面设置有进油阀和出油阀，进油阀用于获取燃烧室的燃油供应管路中煤油，出油阀用于向喷注器燃油进口提供煤油。
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公开(公告)号：CN110821711B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201911083600.8
申请日：2019-11-07
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及高超声速飞行器动力系统燃烧室技术领域，公开了一种燃烧室的点火、稳燃结构，包括设置在支板上的凹腔，在凹腔的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元，自燃推进剂喷注单元包括在凹腔的壁面上设置的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔，氧化剂喷注孔与燃料喷注孔的喷射角度呈夹角β，通过氧化剂喷注孔向凹腔内喷射氧化剂，通过燃料喷注孔向凹腔内喷射点火用推进剂，通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气，不仅可以实现RBCC燃烧室的点火，而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定，同时，将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。
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公开(公告)号：CN116878023A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310759134.0
申请日：2023-06-26
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室，涉及发动机技术领域，以解决超声速燃烧室点火调节及控制步骤多、供应系统复杂，且所需附件舱布置复杂、占用空间大的问题。所述一种发动机超声速燃烧室的点火方法包括仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内。所述发动机的超声速燃烧室使用上述的发动机超声速燃烧室的点火方法。本发明提供的一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室用于降低点火供应系统的控制复杂度，简化产品结构。
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