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公开(公告)号：CN115218211A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210856669.5
申请日：2022-07-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机整流设计领域，为一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段；涵气流先经过相邻的大整流支板的第一弯扭段之间进行一次整流，而后经过大整流支板和小整流支板之间进行二次整流并组织燃烧；通过一次整流后，内涵气流与航空发动机轴线方向之间的倾斜角度变小，能够以更短的距离完成所需的整流；在进口气流角较大的情况下，完成对内涵气流的整流，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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公开(公告)号：CN101326138B
公开(公告)日：2013-01-16
申请号：CN200680046260.6
申请日：2006-12-08
发明人： 约尔·迈克尔·比诺伊特 , 让-弗朗西斯·弗罗曼特恩 , 奥利维尔·吉利亚 , 帕斯卡尔·勒维德
CPC分类号： C04B37/023 , B32B2311/00 , C04B2235/96 , C04B2237/121 , C04B2237/122 , C04B2237/123 , C04B2237/363 , C04B2237/365 , C04B2237/385 , C04B2237/40 , C04B2237/597 , C04B2237/76 , C04B2237/88 , F01D9/023 , F02K1/12 , F02K1/78 , F02K3/10 , F05D2230/237 , F05D2250/611 , F05D2300/2261 , F05D2300/603 , F23R3/007 , Y02T50/672 , Y02T50/675 , Y10T29/4932 , Y10T403/213 , Y10T403/217 , Y10T428/24182
摘要： 组件包括金属零件，由陶瓷材料制成，及至少一个通过焊接与各所述零件组合起来的中间连接元件，所述中间连接元件(10’)由可变形薄板构成，该薄板至少有两个与所述零件焊接的平面区(11，12)，这两个平面区(11，12)由可变形段(13’)相互连接起来，可变形段(13’)为至少两个自由波纹(19，20)，这两个自由波纹交替地朝向所述金属零件和陶瓷材料零件。
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公开(公告)号：CN118346435A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410664087.6
申请日：2024-05-27
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种利用氨‑水冷却来流空气的组合动力循环系统和方法，涉及航空航天领域。系统可通过可调结构实现涡轮‑冲压工作模态的切换，特别在涡轮‑冲压切换状态时，通过氨‑水对进气道来流高温空气进行冷却，对吸热后的氨‑水进行精馏，分别析出高温氨气和水。本发明将换热器预冷与射流预冷两种方式相结合，通过对空气进行多次冷却，能够有效提高风扇和压气机的增压比，能更好地降低压气机出口气体温度，进而降低压气机耗功，能够提供更大推力；氨作为补充燃料燃烧，具有更高的比冲优势，解决发动机模态转换时推力鸿沟问题，有效拓宽涡轮发动机工作速域。
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公开(公告)号：CN115218211B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202210856669.5
申请日：2022-07-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机整流设计领域，为一种进行支板整流的航空发动机，包括整流系统、点火燃烧系统和防振系统；整流系统包括大整流支板、小整流支板、内锥体和合流环，所述大整流支板包括第一弯扭段和第一平直段，所述小整流支板包括第二弯扭段和第二平直段；涵气流先经过相邻的大整流支板的第一弯扭段之间进行一次整流，而后经过大整流支板和小整流支板之间进行二次整流并组织燃烧；通过一次整流后，内涵气流与航空发动机轴线方向之间的倾斜角度变小，能够以更短的距离完成所需的整流；在进口气流角较大的情况下，完成对内涵气流的整流，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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公开(公告)号：CN116085142B
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310378462.6
申请日：2023-04-11
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明属于航空发动机总体结构布局设计领域，公开了一种级间燃烧变循环发动机的新型总体结构，包括双转子、燃烧室部分、涵道部分和承力框架部分，所述双转子包括同轴设置的高压转子和低压转子，所述高压转子位于所述低压转子的轴向跨度内，所述燃烧室部分包括主燃烧室和级间燃烧室，所述主燃烧室位于所述高压转子的径向外侧，所述级间燃烧室位于所述低压转子的轴向跨度内、且与所述主燃烧室间隔分布，本发明是在传统双转子布局基础上，针对级间燃烧变循环气动原理构型的创新发展，总体结构方案技术成熟度和可行性高，通过低压前后涡轮、级间燃烧室和调节机构设置，能较好满足发动机变循环的性能和调节需求。
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公开(公告)号：CN109854379B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201811543786.6
申请日：2018-12-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请公开了一种涡扇发动机，属于航空涡扇发动机设计技术领域，该发动机包括第二加力燃烧室(2)，包括固定连接所述内筒后端的加力燃烧室内喷管以及位于所述加力燃烧室内喷管内的主加力腔，所述加力燃烧室内喷管上设置有通孔；第一加力燃烧室(1)，包括固定连接所述外筒后端的加力燃烧室外喷管以及位于所述加力燃烧室外喷管与所述加力燃烧室内喷管之间的附加力腔，所述第一加力燃烧室(1)还包括挡板，通过调节机构控制所述挡板封闭或打开所述加力燃烧室内喷管上的通孔，所述加力燃烧室外喷管的末端开口截面可调。本申请通过调节主加力腔与附加力腔的燃烧加力情况，减少了加力燃烧室的长度及重量。
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公开(公告)号：CN109854379A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201811543786.6
申请日：2018-12-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请公开了一种涡扇发动机，属于航空涡扇发动机设计技术领域，该发动机包括第二加力燃烧室(2)，包括固定连接所述内筒后端的加力燃烧室内喷管以及位于所述加力燃烧室内喷管内的主加力腔，所述加力燃烧室内喷管上设置有通孔；第一加力燃烧室(1)，包括固定连接所述外筒后端的加力燃烧室外喷管以及位于所述加力燃烧室外喷管与所述加力燃烧室内喷管之间的附加力腔，所述第一加力燃烧室(1)还包括挡板，通过调节机构控制所述挡板封闭或打开所述加力燃烧室内喷管上的通孔，所述加力燃烧室外喷管的末端开口截面可调。本申请通过调节主加力腔与附加力腔的燃烧加力情况，减少了加力燃烧室的长度及重量。
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公开(公告)号：CN107278252A
公开(公告)日：2017-10-20
申请号：CN201680009783.7
申请日：2016-02-03
申请人： 赛峰飞机发动机公司
摘要： 本发明涉及用于涡轮喷气机的再加热通道的火焰稳定器装置(100)，该装置包括呈槽形式的臂(120)和隔热罩(130)，该臂限定空腔(121)，而该隔热罩紧固在臂的空腔中。火焰稳定器装置(100)还包括紧固板(110)，该紧固板包括第一腿部(114)和第二腿部(115)，该第一腿部与紧固板(110)一体地形成，而该第二腿部可拆除地安装在所述板上，该臂由紧固构件附连于第一和第二腿部(114、115)。
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