加力燃烧
1. 一种加力燃烧室点火装置及加力燃烧室
申请号: CN202410470666.7
申请日: 2024-04-18
公开（公告）号: CN118391707A
公开（公告）日: 2024-07-26
发明人: 付垚; 徐顺; 信晗; 葛笑楠; 朱健; 梁彩云; 马召祥; 刘燕燕; 冀颖异; 齐海成
本申请属于航空发动机加力燃烧室燃烧性能领域，特别涉及一种加力燃烧室点火装置及加力燃烧室，所述点火装置通过位于外涵通道内的内机匣表面的环形外壳形成的环形通道，所述环形通道按周向弧长分为多个点火通道，每个点火通道沿点火通道沿气体流动方向依次具有：设置在所述环形外壳迎风面并将外涵气体引入点火通道的进气口；将燃油喷入点火通道的喷嘴；位于喷嘴与点火电嘴之间，用于将喷嘴的燃油与气体混合的混合区；用于引燃油气混合物的点火电嘴，用于燃烧油气混合物的燃烧区；在内机匣表面形成连通燃烧区与加力燃烧室燃烧区的火焰加速锥，通过引外涵冷气进入点火装置，保证了点火装置的冷却效果，提高了氧气含量，提高了结构可靠性和值班火焰稳定性。
更多2. 加力燃烧室
申请号: CN201710531145.8
申请日: 2017-07-03
公开（公告）号: CN107461764A
公开（公告）日: 2017-12-12
发明人: 张和平; 汪雷; 张锐
本发明公开了加力燃烧室，包括加力燃烧腔、主轴、涡轮组、涡轮组后锥体、预燃室空气通道、整流支板、预燃室喷嘴、预燃室、轴承、加力燃烧室喷嘴、加力燃料管、燃料连通管、火焰稳定器以及支撑架，所述涡轮组后锥体通过整流支板固定安装于加力燃烧腔内，且涡轮组后锥体后端内设有一轴承，所述轴承的内圈与主轴的一端固定连接，且主轴上安装有涡轮组，与现有技术相比，本发明的有益效果是该新型加力燃烧室，设计科学合理，内设有由多个涡轮构成的涡轮组，能够提供更大的施加力，提供更大的动力，同时内设有环形的燃料连通管，可提供稳定安全的燃烧原料，且对应设有火焰稳定器，进一步提高了整个加力燃烧室的冲击力，提高工作效率。
更多3. 加力燃烧装置
申请号: CN200410056233.X
申请日: 2004-08-05
公开（公告）号: CN100368731C
公开（公告）日: 2008-02-13
发明人: 雅克·M·A·比内尔; 雅克·A·M·罗什; 比安-艾梅·O·S·S·P·拉库通德赖尼贝; 斯特凡娜·H·G·图绍
本发明涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧环(19)。燃烧环包括一个形成向下游轴向开放的喉道的上游环套和一个在喉道中的碳氢燃料喷嘴总管(4)。燃烧环包括一些扇段体(20)，每个扇段体包括一个上游环套的扇段体(1)。每个扇段体(1)包括一个与喷嘴总管(4)连接的燃料供给口(35)。上游环套部分在第一气流中。每个扇段体(20)包括一个接受燃料供给口的连接装置，和一个通风箱(2)，通风箱(2)延伸在喉道中，沿扇段体(1)，并在喷嘴总管(4)的上游。每个扇段体(1)设有一个通风箱(2)扩散的第二空气的入口，以便冷却喷嘴总管(4)。一个下游环套的扇段体(5)位于喷嘴总管(4)的下游，以便保护喷嘴总管(4)。
更多4. 加力燃烧装置
申请号: CN200410056233.X
申请日: 2004-08-05
公开（公告）号: CN1580641A
公开（公告）日: 2005-02-16
发明人: 雅克·M·A·比内尔; 雅克·A·M·罗什; 比安-艾梅·O·S·S·P·拉库通德赖尼贝; 斯特凡娜·H·G·图绍
本发明涉及一种用于双函道涡轮喷气发动机的加力燃烧环19。燃烧环包括一个形成向下游轴向开放的喉道的上游环套和一个在喉道中的碳氢燃料喷嘴总管4。燃烧环包括一些扇段体20，每个扇段体包括一个上游环套的扇段体1。每个扇段体1包括一个与喷嘴总管4连接的燃料供给口35。上游环套部分在第一气流中。每个扇段体20包括一个接受燃料供给口的连接装置，和一个通风箱2，通风箱2延伸在喉道中，沿扇段体1，并在喷嘴总管4的上游。每个扇段体1设有一个通风箱2扩散的第二空气的入口，以便冷却喷嘴总管4。一个下游环套的扇段体5位于喷嘴总管4的下游，以便保护喷嘴总管4。
更多5. 一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室
申请号: CN202210438611.9
申请日: 2022-04-21
公开（公告）号: CN114877374B
公开（公告）日: 2023-07-07
发明人: 谭晓茗; 韦裕恒; 李文; 肖翔; 单勇; 张靖周
本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。
更多6. 一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室
申请号: CN202210438611.9
申请日: 2022-04-21
公开（公告）号: CN114877374A
公开（公告）日: 2022-08-09
发明人: 谭晓茗; 韦裕恒; 李文; 肖翔; 单勇; 张靖周
本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。
更多7. 一种加力燃烧室
申请号: CN202410470663.3
申请日: 2024-04-18
公开（公告）号: CN118423712A
公开（公告）日: 2024-08-02
发明人: 付垚; 徐顺; 信晗; 葛笑楠; 朱健; 梁彩云; 马召祥; 刘燕燕; 冀颖异; 齐海成
本申请属于航空发动机加力燃烧室燃烧技术领域，特别涉及一种加力燃烧室，其内部设置有内椎形状的内流道板、周向11分布的整流支板、位于整流支板航向尾部的径向稳定器与环形稳定器，其特征在于，包括：在整流支板航向后方具有周向分布的多个主喷油杆，在整流支板航向前方具有周向分布的多个辅助喷油装置，在主喷油杆的航向后方具有点火装置，通过设置辅助喷油器将传统加力燃烧室集中在一处喷射的燃油分成在两处喷射，有效的延长了部分燃油与空气的混合时间和扩大了混合空间，保证了油气混合质量。
更多8. 一种双级燃烧的加力燃烧室
申请号: CN201911074209.1
申请日: 2019-11-06
公开（公告）号: CN110925795A
公开（公告）日: 2020-03-27
发明人: 张群; 程祥旺; 李小龙; 胡凡
本发明提供了一种双级燃烧的加力燃烧室结构，该加力燃烧室结构内有一套主油路，一套副油路，能够在加力时提供两种加力状态，主副全开的全加力状态，以及主开副关的半加力状态，两种加力状态不仅能够大大提高飞机的机动性，而且主油路燃烧后的燃气能在副油路进一步燃烧，使燃油的燃烧效率提高的同时，能够大大减少加力燃烧室的污染，达到节约燃油的作用。同时，该加力燃烧室为双层火焰筒结构，内层火焰筒腔用于主油路的进气，内层火焰筒与外层火焰筒之间的腔体用于副油路的进气，气流经夹层通道流入掺混孔后进去副油路内参与燃烧，由掺混孔进入内层火焰筒的空气流速得以降低，有利于副油路的燃烧，该股空气还能起到冷却内层火焰筒壁面的作用，从而提高加力燃烧室的热效率，有利于加力燃烧室的工作。
更多9. 一种分级燃烧的加力燃烧室
申请号: CN202211120893.4
申请日: 2022-09-15
公开（公告）号: CN115468188B
公开（公告）日: 2023-05-12
发明人: 刘玉英; 刘广海; 张权; 何志杰
本发明提供一种分级燃烧的加力燃烧室，其包括：机匣、中心锥、分流环、后涵道引射器、整流支板、内涵稳定器以及外涵稳定器。其中，本发明在所述分流环和/或所述后涵道引射器所在的区域形成有第一气流通道，用以连通所述外涵区域和所述内涵区域。并且，本发明通过调整元件，能够有选择地开启所述第一气流通道而使加力燃烧室进入三外涵工作模式，或闭合所述第一气流通道而使加力燃烧室进入双外涵工作模式。本发明能够适应三外涵自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景，克服现有小涵道比或中等涵道比加力燃烧室方案的不足，在有效提高加力燃烧室燃烧效率的同时，兼顾流动损失。
更多10. 氢燃料加力燃烧室
申请号: CN202410801198.7
申请日: 2024-06-20
公开（公告）号: CN118669825A
公开（公告）日: 2024-09-20
发明人: 李子万
本申请涉及一种氢燃料加力燃烧室，包括燃烧室入口、燃烧室出口、氢燃料喷射机构和点火器，氢燃料喷射机构设置于燃烧室入口和燃烧室出口之间；氢燃料喷射机构喷出的氢燃料与高速来流混合，并被点火器点燃，燃烧产生的燃气通过燃烧室出口喷出。通过氢燃料喷射机构喷出氢燃料，由于氢燃料燃烧过程不需要进行雾化和蒸发，能够直接进行燃烧反应，且具有化学反应速度快、穿透性弱、湍流火焰传播速度快的特点。因而，能够与速度较快的高速来流相适配，实现充分燃烧。无需增加加力燃烧室的长度，即可保证发动机所输出的推力。因而能够提高发动机整机功重比，缩短发动机长度、降低发动机重量。同时，氢燃料的产物是水，因而能够减少不必要的污染。
更多11. 一种分级燃烧的加力燃烧室
申请号: CN202211120893.4
申请日: 2022-09-15
公开（公告）号: CN115468188A
公开（公告）日: 2022-12-13
发明人: 刘玉英; 刘广海; 张权; 何志杰
本发明提供一种分级燃烧的加力燃烧室，其包括：机匣、中心锥、分流环、后涵道引射器、整流支板、内涵稳定器以及外涵稳定器。其中，本发明在所述分流环和/或所述后涵道引射器所在的区域形成有第一气流通道，用以连通所述外涵区域和所述内涵区域。并且，本发明通过调整元件，能够有选择地开启所述第一气流通道而使加力燃烧室进入三外涵工作模式，或闭合所述第一气流通道而使加力燃烧室进入双外涵工作模式。本发明能够适应三外涵自适应循环发动机加力燃烧室涵道比变化范围较大的应用场景，克服现有小涵道比或中等涵道比加力燃烧室方案的不足，在有效提高加力燃烧室燃烧效率的同时，兼顾流动损失。
更多12. 加力燃烧室供油装置
申请号: CN201410335706.3
申请日: 2014-07-15
公开（公告）号: CN104061598B
公开（公告）日: 2015-11-18
发明人: 邢菲; 阮灿; 徐磊磊; 方骁远; 邢盼
加力燃烧室供油装置，涉及一种供油装置。设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口；供油管位于供油装置头部；供气管位于供油装置两侧，每侧均布3根；燃油液滴经槽缝喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔，部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出，并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜。可实现对燃油的彻底雾化，降低污染物排放；可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难。
更多13. 加力燃烧室供油装置
申请号: CN201410335706.3
申请日: 2014-07-15
公开（公告）号: CN104061598A
公开（公告）日: 2014-09-24
发明人: 邢菲; 阮灿; 徐磊磊; 方骁远; 邢盼
加力燃烧室供油装置，涉及一种供油装置。设有供油管、内侧冷却腔、燃油喷嘴、供气管、内侧壁面、谐振腔、谐振腔体、槽缝、V形挡板、外侧冷却腔、外侧壁面、外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口；供油管位于供油装置头部；供气管位于供油装置两侧，每侧均布3根；燃油液滴经槽缝喷出；冷却气分别经外侧冷却腔进气口、内测冷却腔进气口分别进入外侧冷却腔及内侧冷却腔，所述V形挡板安装于供油装置尾部；所述内侧壁面与外侧壁面均开有冷却孔，部分内侧冷却腔及外侧冷却腔内冷却气从冷却孔喷出，并在内侧壁面与外侧壁面表面形成冷却气膜。可实现对燃油的彻底雾化，降低污染物排放；可有效克服航空发动机加力燃烧室进口气流速度大、温度高等困难。
更多14. 加力燃烧室火焰稳定器
申请号: CN202210519069.X
申请日: 2022-05-12
公开（公告）号: CN115164234A
公开（公告）日: 2022-10-11
发明人: 黄晓锋; 肖翔; 王永明; 吴小飞; 刘雨辰; 林建府; 张勋; 徐新文
本发明提供一种加力燃烧室火焰稳定器，包括：火焰稳定器前段，呈圆弧状结构；火焰稳定器中段，一端与火焰稳定器前段铰接，火焰稳定器前段能够相对于火焰稳定器中段转动；火焰稳定器后段，与火焰稳定器中段的另一端固定连接。本发明实施例可以根据进口条件智能控制稳定器攻角和喷油杆蒸发距离，进而能够提升加力燃烧室在宽范围来流参数下的工作性能水平。
更多15. 一种加力发动机燃烧室
申请号: CN202210864980.4
申请日: 2022-07-21
公开（公告）号: CN115183273A
公开（公告）日: 2022-10-14
发明人: 王建培; 李娜; 高笛; 徐庆泽; 郝燕平; 邵万仁; 朱健; 高源; 程岩岩
本申请属于加力发动机燃烧室设计技术领域，具体涉及一种加力发动机燃烧室，包括：主燃烧室；涡轮，其进口与主燃烧室的出口对接；加力燃烧室，其进口与涡轮的出口对接；射流点火燃油喷杆，其喷油端伸入到主燃烧室内；多个加力燃烧室燃油喷杆，其喷油端伸入到加力燃烧室内，沿周向分布。
更多16. 加力燃烧室火焰稳定器
申请号: CN202210519069.X
申请日: 2022-05-12
公开（公告）号: CN115164234B
公开（公告）日: 2023-06-13
发明人: 黄晓锋; 肖翔; 王永明; 吴小飞; 刘雨辰; 林建府; 张勋; 徐新文
本发明提供一种加力燃烧室火焰稳定器，包括：火焰稳定器前段，呈圆弧状结构；火焰稳定器中段，一端与火焰稳定器前段铰接，火焰稳定器前段能够相对于火焰稳定器中段转动；火焰稳定器后段，与火焰稳定器中段的另一端固定连接。本发明实施例可以根据进口条件智能控制稳定器攻角和喷油杆蒸发距离，进而能够提升加力燃烧室在宽范围来流参数下的工作性能水平。
更多17. 一种内涵点火加力燃烧室
申请号: CN202210864997.X
申请日: 2022-07-21
公开（公告）号: CN115183274B
公开（公告）日: 2023-08-04
发明人: 郝燕平; 陈洪林; 贾亢; 徐庆泽; 马宏宇; 王建培; 程岩岩; 高源
本申请属于航空发动机加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种内涵点火加力燃烧室，包括：加力燃烧室外壁；合流环，在加力燃烧室外壁内设置；内锥体，在合流环内设置，其上形成有环形缺口；环形缺口位于合流环的出口部位；多个整流支板，沿周向支撑在合流环、内锥体之间；多个燃油喷杆，贯穿加力燃烧室外壁设置，喷油端伸入到合流环、内锥体之间，顶端对准环形缺口；点火电嘴，贯穿加力燃烧室外壁设置，点火端伸入到合流环、内锥体之间，顶端对准环形缺口。
更多18. 一种环腔加力燃烧室结构
申请号: CN202210304870.2
申请日: 2022-03-24
公开（公告）号: CN114719293B
公开（公告）日: 2023-05-26
发明人: 张群; 杨卓蒙; 周子豪; 吴智迪; 夏怡真; 范颖静
本发明提供一种环腔加力燃烧室结构，涉及航空发动机加力燃烧室技术领域。本发明对传统航空发动机加力燃烧室进行改进。将尾喷管前部分为两部分，外环燃气通过旋流器流入加力燃烧室，同时通过引气扩张孔引入外部空气和内环高温燃气，可以有效提升加力燃烧室点火效率和火焰稳定效果，二次燃烧燃气最后通过同一尾喷管喷出发动机，提升了发动机的推进性能。
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