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公开(公告)号：CN109632316A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811527780.X
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及系统，以解决亚燃冲压发动机飞行过程因吞入液态水导致燃烧室熄火或无法点燃燃油气混合物的问题。包括进水管及集液环，集液环包括N个同心设置的环状管段，进水管沿环状管段的径向布设，且与各环状管段连通；集液环上设有M个喷嘴，环状管段的管壁上开有与喷嘴相通的开孔，其中M，N为正整数。本发明喷水装置已成功应用于某型亚燃冲压发动机吞水随试验中，模拟真实工况试车试验，验证了其工作的可行性和可靠性，保证了型号研制的进度。
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公开(公告)号：CN109404163A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811527835.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及气流测试装置及方法，针对现有皮托管结构尺寸较大，无法对小结构尺寸冷却套进行流场测量的不足，提供一种测量冲压发动机燃烧室气膜冷却套内流速的装置及方法。其中，装置包括测量耙和燃烧室接管嘴；测量耙包括柱状耙芯、静压引管、总压引管、静压接管嘴和总压接管嘴；静压接管嘴和总压接管嘴设置在耙芯顶部；耙芯的外圆周设置定位轴肩；耙芯内设置静压引管安装通孔和总压引管安装通孔；静压引管和总压引管分别穿设在静压引管安装通孔和总压引管安装通孔内，其顶部分别接入静压接管嘴和总压接管嘴；静压引管的下端与耙芯下端端面平齐；总压引管的下端伸出耙芯下端端面并弯折90°，通过外套螺母将测量耙与燃烧室接管嘴固连。
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公开(公告)号：CN109356747A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811527833.8
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种发动机喷管，针对现有活塞式作动筒驱动机构及刚性连接杆占用空间大，导致冲压发动机的空间尺寸难以进一步缩小的不足，提供一种喉径可调的冲压发动机喷管。喷管包括喷管壳体、固定收敛段、可调收敛段、可调扩张段和固定扩张段；可调收敛段包括多个可调收敛片，可调扩张段包括多个可调扩张片；喷管壳体内壁沿周向均匀分布多个齿轮链条机构，齿轮链条机构包括驱动装置、驱动齿轮和链条；驱动装置固定安装在喷管壳体内壁；驱动齿轮设置在驱动装置的输出端，驱动齿轮的轴线与喷管壳体的轴线垂直；链条搭设在驱动齿轮上并与驱动齿轮啮合；链条的一端与可调收敛段的可调收敛片固连，另一端与可调扩张段的可调扩张片固连。
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公开(公告)号：CN109631085A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811528926.2
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种冲压发动机燃烧室，提供了一种后掠圆弧型气动雾化蒸发式稳定器，解决现有机械火焰稳定器气动损失大、稳焰范围窄，焊接工艺复杂，导致工作可靠性低，无法满足高马赫数下高效稳焰要求的问题。该稳定器包括环向蒸发管，环向蒸发管来流方向上设有环形扰流体，环向蒸发管的后侧管壁上设有至少一排多个圆周分布的蒸发孔；环形扰流体包括前环型体，及与前环型体相连的内侧环型面和外侧环型面；前环型体的前端开有多个与环向蒸发管相通的引气口，后端与环向蒸发管相连；前环型体与外侧环型面和内侧环型面周向连接处的型面内设有与外置燃油相通的供油管，位于引气口处的供油管上设有喷油嘴，其喷射方向与来流方向相交。
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公开(公告)号：CN109632316B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201811527780.X
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种亚燃冲压发动机吞水试验喷水装置及系统，以解决亚燃冲压发动机飞行过程因吞入液态水导致燃烧室熄火或无法点燃燃油气混合物的问题。包括进水管及集液环，集液环包括N个同心设置的环状管段，进水管沿环状管段的径向布设，且与各环状管段连通；集液环上设有M个喷嘴，环状管段的管壁上开有与喷嘴相通的开孔，其中M，N为正整数。本发明喷水装置已成功应用于某型亚燃冲压发动机吞水随试验中，模拟真实工况试车试验，验证了其工作的可行性和可靠性，保证了型号研制的进度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109631084B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN201811528925.8
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/20
Abstract: 本发明涉及一种冲压发动机燃烧室，提供了一种冲压发动机燃烧室稳定器及稳焰方法，解决现有机械火焰稳定器气动损失大、稳焰范围窄，导致工作可靠性低，无法满足高马赫数下高效稳焰要求的问题。其中冲压发动机燃烧室稳定器包括后掠圆弧型支板，后掠圆弧型支板包括一个底面、两个端面及两个侧型面；所述后掠圆弧型支板的横截面为类三角形；两个侧型面的前部相连，两个侧型面分别向内凹形成圆弧侧型面。
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公开(公告)号：CN109404163B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201811527835.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及气流测试装置及方法，针对现有皮托管结构尺寸较大，无法对小结构尺寸冷却套进行流场测量的不足，提供一种测量冲压发动机燃烧室气膜冷却套内流速的装置及方法。其中，装置包括测量耙和燃烧室接管嘴；测量耙包括柱状耙芯、静压引管、总压引管、静压接管嘴和总压接管嘴；静压接管嘴和总压接管嘴设置在耙芯顶部；耙芯的外圆周设置定位轴肩；耙芯内设置静压引管安装通孔和总压引管安装通孔；静压引管和总压引管分别穿设在静压引管安装通孔和总压引管安装通孔内，其顶部分别接入静压接管嘴和总压接管嘴；静压引管的下端与耙芯下端端面平齐；总压引管的下端伸出耙芯下端端面并弯折90°，通过外套螺母将测量耙与燃烧室接管嘴固连。
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公开(公告)号：CN109654535A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811528915.4
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器，具体涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构，以解决现有以解决现有火焰稳定器难以实现大范围的燃油调节、小流量下燃油喷注压降过低时导致燃烧室出现低频振荡燃烧及效率低的技术问题。本发明的亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构，包括相互独立的第一供油单元和第二供油单元；第一供油单元和第二供油单元均包括油管入口、多个径向供油管、与每个径向供油管连通的至少一个两端封闭的弧形供油管；第一供油单元的多个径向供油管与第二供油单元的多个径向供油管的一端均位于同一圆心处，且间隔设置。
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公开(公告)号：CN109631084A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811528925.8
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/20
Abstract: 本发明涉及一种冲压发动机燃烧室，提供了一种冲压发动机燃烧室稳定器及稳焰方法，解决现有机械火焰稳定器气动损失大、稳焰范围窄，导致工作可靠性低，无法满足高马赫数下高效稳焰要求的问题。其中冲压发动机燃烧室稳定器包括后掠圆弧型支板，后掠圆弧型支板包括一个底面、两个端面及两个侧型面；所述后掠圆弧型支板的横截面为类三角形；两个侧型面的前部相连，两个侧型面分别向内凹形成圆弧侧型面。
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公开(公告)号：CN109654535B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201811528915.4
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器，具体涉及一种亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构，以解决现有火焰稳定器难以实现大范围的燃油调节、小流量下燃油喷注压降过低时导致燃烧室出现低频振荡燃烧及效率低的技术问题。本发明的亚燃冲压发动机用稳定器的两路供油结构，包括相互独立的第一供油单元和第二供油单元；第一供油单元和第二供油单元均包括油管入口、多个径向供油管、与每个径向供油管连通的至少一个两端封闭的弧形供油管；第一供油单元的多个径向供油管与第二供油单元的多个径向供油管的一端均位于同一圆心处，且间隔设置。
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