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公开(公告)号：CN119778757A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510004482.6
申请日：2025-01-02
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空燃气涡轮发动机燃烧室设计领域，特别涉及一种垂直喷射的复合式燃油雾化装置及燃烧室，包括：燃烧室机匣；位于燃烧室机匣内的火焰筒；以及一端固定在燃烧室机匣壁面上，另一端从火焰筒壁面伸入火焰筒内部的燃油雾化装置，所述燃油雾化装置的轴线与火焰筒轴线垂直；燃油喷嘴，从火焰筒头部伸入火焰筒并喷洒燃油；其中，燃油雾化装置包括隔热护套以及套在隔热护套内的喷杆组件，喷杆组件与隔热护套形成空气环腔，隔热护套侧壁具有使燃烧室机匣内空气进入空气环腔的进气孔，喷杆组件出口端面具有使气体空气环腔空气排出的环形切向孔，环形切向孔排出的空气使喷杆组件喷入火焰筒内的燃油雾化。
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公开(公告)号：CN115949972B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202310072784.8
申请日：2023-01-29
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F23R3/42
Abstract: 本申请属于航空燃气涡轮发动机主燃烧室设计领域，特别涉及一种火焰筒壁冷却强化设计方法，步骤S1：确定火焰筒冷却孔基准排布方案，在火焰筒壁上布置多个原冷却孔；步骤S2：根据仿真或试验获得的火焰筒壁温分布，确定火焰筒壁上多个冷却强化点；步骤S3：在冷却强化点周围重新排布代替冷却孔代替所述冷却强化点位置的原冷却孔，本申请通过对火焰筒壁进行壁温分析，寻找壁温分布，在所述高温区设置冷却强化点，并且在冷却强化点周围增设冷却孔，解决现有技术方案易导致火焰筒局部高温区域出现烧蚀的问题，实现火焰筒局部高温区域的冷却强化设计，降低火焰筒壁温，提高火焰筒寿命和可靠性。
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公开(公告)号：CN116293660A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310402591.4
申请日：2023-04-14
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空燃气涡轮发动机燃烧室设计领域，特别涉及一种宽调节范围的复合式双油路喷嘴，喷嘴内部主要流动分为四部分，包括中心喷射区、头部轻吹区，外环喷射区、外环同轴空气区。中心喷射区主要在低供油压力下工作，保证燃烧室中心的油雾分布，中心油路采用离心式喷雾器，燃油在中心区呈空心锥分布；头部轻吹区空气面积较小，沿周向旋转分布，轻吹空气主要是将喷嘴头部处于燃烧室高温环境中积炭吹除；外环区为直射式环形分布，燃料经高压后喷射进入燃烧室内，由于直射式喷嘴中心浓度较高，燃料动量较大，则可保证其在燃烧区可达设计要求的喷射点，保证雾化效果及燃油浓度分布。
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公开(公告)号：CN106907741A
公开(公告)日：2017-06-30
申请号：CN201710084584.9
申请日：2017-02-16
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F23R3/28
CPC classification number: F23R3/283
Abstract: 本发明提供一种燃烧室结构，包括燃烧室机匣(1)和火焰筒(2)，燃烧室机匣(1)外侧设置有进油接嘴(4)，在该燃烧室机匣(1)内侧则设置有扩压器(5)和燃油喷嘴(6)，扩压器(5)一端与进油接嘴(4)相连，该扩压器(5)另一端设置有用于将燃油引入火焰筒(2)中的燃油喷嘴(6)，进油接嘴(4)、扩压器(5)以及燃油喷嘴(6)三者通过集成在燃烧室机匣(1)内部的燃油通道(3)相贯通，在燃油喷嘴(6)内部设置有与火焰筒(2)平行布置的喷嘴杆(7)。本发明所提供的燃烧室结构，减少零件数量，提高可靠性，降低压力损失，提高火焰筒进气的均匀度。
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公开(公告)号：CN112576320A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011419688.9
申请日：2020-12-07
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空涡扇发动机机匣设计技术领域，特别涉及一种协调冷热态变形的导流罩结构，包括：沿周向分布的多个导流罩，每个导流罩的过渡边中点处设有圆形的第一固定孔，周向两侧分别设有一个条形的第二固定孔；支架组件，设置在每个导流罩的第一固定孔以及第二固定孔处，从而将导流罩与第一安装边通过螺栓和螺母固定连接。本申请的协调冷热态变形的导流罩结构，通过导流罩中间圆孔、两侧为条形孔的设计，使得发动机工作时导流罩能相对于机匣周向滑动，较大地降低了热不协调力，避免出现裂纹或断裂现象。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112523814A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011387103.X
申请日：2020-12-01
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机中高压压气机封严结构设计技术领域，特别涉及一种高压压气机出口封严装置，包括设置在转子圆周面上的多道蓖齿，以及安装在燃烧室机匣上的蜂窝座，蜂窝座内壁上设置有蜂窝结构，在蜂窝座的轴向一侧，设置有第一环形挡板，且第一环形挡板最外圆周端面沿其径向延伸，并靠近其径向方向上的燃烧室机匣的内环面，以形成径向宽度为2‑4mm的收口结构。本申请的高压压气机出口封严装置，能够降低蜂窝座在发动机加减速时的整体换热速度，提高其与蓖齿的热协调性，减小封严间隙，提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN110715321A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201910933341.7
申请日：2019-09-29
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F23R3/14
Abstract: 本申请涉及一种喉道面积可调的旋流器，所述旋流器装配于燃烧室火焰筒上，其包括：环状前壁及后壁；设置在前壁和所述后壁之间的多个叶片，所述叶片具有凸出于叶片本体两侧的转动轴，所述转动轴穿过所述第一通孔和第二通孔与所述前壁和所述后壁能够相对转动的连接；齿轮环，所述齿轮环上具有沿周向延伸的条形孔，所述条形孔与所述螺柱配合安装，所述齿轮环与所述前壁能够相对转动的连接；多个齿轮，所述齿轮具有传动孔，所述传动孔用于与所述传动轴连接，所述齿轮配合安装于所述齿轮环，当所述齿轮环相对于所述前壁转动时，所述齿轮能够带动所述叶片偏转。本申请的旋流器可以实现对叶片角度进行无极调节，从而实现对喉道面积和旋流数的无极调节。
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公开(公告)号：CN115949972A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310072784.8
申请日：2023-01-29
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F23R3/42
Abstract: 本申请属于航空燃气涡轮发动机主燃烧室设计领域，特别涉及一种火焰筒壁冷却强化设计方法，步骤S1：确定火焰筒冷却孔基准排布方案，在火焰筒壁上布置多个原冷却孔；步骤S2：根据仿真或试验获得的火焰筒壁温分布，确定火焰筒壁上多个冷却强化点；步骤S3：在冷却强化点周围重新排布代替冷却孔代替所述冷却强化点位置的原冷却孔，本申请通过对火焰筒壁进行壁温分析，寻找壁温分布，在所述高温区设置冷却强化点，并且在冷却强化点周围增设冷却孔，解决现有技术方案易导致火焰筒局部高温区域出现烧蚀的问题，实现火焰筒局部高温区域的冷却强化设计，降低火焰筒壁温，提高火焰筒寿命和可靠性。
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公开(公告)号：CN112576320B
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202011419688.9
申请日：2020-12-07
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空涡扇发动机机匣设计技术领域，特别涉及一种协调冷热态变形的导流罩结构，包括：沿周向分布的多个导流罩，每个导流罩的过渡边中点处设有圆形的第一固定孔，周向两侧分别设有一个条形的第二固定孔；支架组件，设置在每个导流罩的第一固定孔以及第二固定孔处，从而将导流罩与第一安装边通过螺栓和螺母固定连接。本申请的协调冷热态变形的导流罩结构，通过导流罩中间圆孔、两侧为条形孔的设计，使得发动机工作时导流罩能相对于机匣周向滑动，较大地降低了热不协调力，避免出现裂纹或断裂现象。
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公开(公告)号：CN112523814B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011387103.X
申请日：2020-12-01
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机中高压压气机封严结构设计技术领域，特别涉及一种高压压气机出口封严装置，包括设置在转子圆周面上的多道蓖齿，以及安装在燃烧室机匣上的蜂窝座，蜂窝座内壁上设置有蜂窝结构，在蜂窝座的轴向一侧，设置有第一环形挡板，且第一环形挡板最外圆周端面沿其径向延伸，并靠近其径向方向上的燃烧室机匣的内环面，以形成径向宽度为2‑4mm的收口结构。本申请的高压压气机出口封严装置，能够降低蜂窝座在发动机加减速时的整体换热速度，提高其与蓖齿的热协调性，减小封严间隙，提高发动机性能。
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