加力燃烧室
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. 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4. 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. 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8. 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9. 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10. 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11. 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12. 一种隐身加力燃烧室结构
申请号: CN202311337075.4
申请日: 2023-10-16
公开（公告）号: CN117232012A
公开（公告）日: 2023-12-15
发明人: 尚守堂; 张宝华; 贾亢; 孙佳琪; 贾梦莹; 才娟; 单学庆; 李江宁; 蒋联友
本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种隐身加力燃烧室结构，本申请属于机匣，连接在涡轮后机匣沿气流方向的后端；合流环，合流环与机匣形成外涵通道，所述外涵通道内具有连接合流环与机匣的拉杆；内锥体，内锥体通过周向分布的支板安装在合流环内部，合流环搭接环，其固定在涡轮后机匣的后端，其具有开后朝后的搭接槽，合流环通过其前端具有插环与所述搭接槽插接；锥体安装边，其固定在涡轮后机匣的后端，其具有周向分布的安装孔，内锥体的前端通过螺栓紧固件与锥体安装边连接，通过合流环采用插接连接、锥体采用安装边+径向螺栓连接的方案，在保持涡轮后机匣不变的情况下解决一体化支板安装问题。
更多13. 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14. 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。
更多15. 加力燃烧室双层整流支板
申请号: CN201710222402.X
申请日: 2017-04-07
公开（公告）号: CN106838987A
公开（公告）日: 2017-06-13
发明人: 张群; 李逸飞; 黎超超; 寇睿; 李承钰; 宋亚恒
本发明提供了一种加力燃烧室双层整流支板的进气结构，能够对气流进行两次减速，在加力燃烧室中能够有效提高低速气流的区域，从而能够保证火焰在加力燃烧室中稳定的进行。本发明分别在加力燃烧室入口以及加力尾椎尾部设置两层整流支板，并在加力尾椎尾部设置内套筒将气流分为内外两部分，外涵用于补燃以及冷却，内涵空气用于主燃，从而实现气流充分利用。同时，内套筒的渐扩入口可以进一步减速气流，从而保证内涵主燃区的稳定充分燃烧。
更多16. 加力燃烧室及涡轮发动机
申请号: CN201610222015.1
申请日: 2016-04-11
公开（公告）号: CN105698219A
公开（公告）日: 2016-06-22
发明人: 王兵; 计自飞; 谢峤峰; 张会强
本发明提供了一种加力燃烧室及涡轮发动机。加力燃烧室包括：外筒体组件、中心体组件、油路组件、环形燃烧腔以及点火器。中心体组件包括：前体，位于加力燃烧室的轴向前端且与外筒体组件形成环形燃烧腔的供含氧气体进入的气体入口；中体，沿轴线位于前体的后方且连接于前体并与前体成为一体；以及后体，沿轴向位于中体后方且与中体滑动套设，并与外筒体组件形成环形燃烧腔的气体出口。点火器设置于与外筒体组件形成环形燃烧腔的中心体组件的对应部分，以用于对进入环形燃烧腔内的燃料和含氧气体形成的燃气进行点火，进而燃气旋转爆震燃烧，从而解决了加力燃烧室燃烧不稳定的问题，提高了燃烧的热效率，并改善了工质的做功能力。
更多17. 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: CN114719293A
公开（公告）日: 2022-07-08
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。
更多18. 一种加力燃烧室点火系统
申请号: CN202010616250.3
申请日: 2020-06-30
公开（公告）号: CN111779577B
公开（公告）日: 2021-09-14
发明人: 王丹丹; 曾凡; 肖志强; 周君辉; 李纪永
本发明涉及涡轮喷气发动机点火系统技术领域，具体是一种加力燃烧室点火系统，用于解决现有技术中小型涡轮喷气发动机加力燃烧室的点火系统、油路系统复杂，发动机推重比不足的问题。本发明包括点火油路系统，所述点火油路系统包括油泵，所述油泵通过管路分别连接有点火装置和加力燃油总管，所述点火装置包括壳体，所述壳体的内部安装有电热塞，所述电热塞的上方设有线缆，所述壳体上设有加力点火油管，所述加力点火油管与管路连接，所述电热塞和壳体内壁间的环缝形成油路通道，所述油路通道与加力点火油管连通。本发明中点火系统的油路只有两条，油路系统的设计更加简单，通过对点火装置和油路系统的改进可以提高发动机推重比。
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