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公开(公告)号：CN109372657B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201811014133.9
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路(1)之间的能量传递和转换，降低了冷却需求的燃料及燃料燃烧率，同时降低了加热器的补热功率，具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点，可作为水平起降可重复两级入轨飞行器的一级和临近空气高超声速投放平台的动力系统。
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公开(公告)号：CN113323756A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110692172.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种宽范围工作的冲压发动机或组合循环发动机，具体涉及双流道分级可调宽范围进气道、发动机及进气调节方法，用于解决现有宽范围工作点冲压发动机和组合循环发动机难以同时兼顾高马赫下性能和低马赫数下起动能力的技术问题。该双流路分级可调宽范围进气道，包括沿气流方向依次位于进气道内侧面的进气道顶压缩面、进气道压缩面和进气道喉部曲面，以及设置在进气道外侧面的唇罩。同时，本发明还提供一种双流道分级可调宽范围进气道发动机，为冲压发动机或组合循环发动机，采用上述双流道分级可调宽范围进气道。同时，本发明又提供一种双流道分级可调宽范围进气调节方法，基于上述双流道分级可调宽范围进气道。
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公开(公告)号：CN110953072B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201911133255.4
申请日：2019-11-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种高流量捕获能力变几何轴对称进气道，解决现有进气道无法同时兼具高超声速动力宽范围、高流量捕获能力发展设计要求的问题。高流量捕获能力变几何轴对称进气道包括中心锥以及唇口；中心锥和唇口均为回转体，且中心锥同轴套设在唇口内，并可沿轴向在唇口内相对滑动，以实现激波贴口，使得面积收缩比、气动压缩量与来流马赫数达到良好匹配。本发明进气道具备宽范围(Ma0～6+)工作，高流量捕获能力(如Ma1.5～6+范围，流量系数大于0.98)，可有力缓解当前高超声速动力宽范围发展的迫切需求。其可在Ma0～6+工作范围内正常工作，并在超声速段(如Ma1.5～6+)范围实现几乎流量全捕获，同时可匹配良好的压缩量，总体性能良好。
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公开(公告)号：CN111103143A
公开(公告)日：2020-05-05
申请号：CN201911312333.7
申请日：2019-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明属于高温燃气测压传感器安装结构，为解决现有技术中采用测压传感器测量燃烧室室压时，由于安装空间受限且测量环境恶劣，测压传感器容易出现测量不准确甚至测量失效的技术问题，提供一种狭小空间测压传感器热防护安装结构，包括支撑座、测压导管和卡箍；支撑座上部为L型的固定板，下部为支撑底座；支撑底座一端连接于固定板的底部，另一端固定于燃烧室的壁面上；卡箍套设于测压传感器的外侧，卡箍接头处安装于固定板的侧壁上；所述测压导管一端与测压传感器的检测端相连，另一端与燃烧室内部连通，测压导管中部盘绕设置，测压导管绕开支撑座。
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公开(公告)号：CN110939529A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201911166824.5
申请日：2019-11-25
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种集成式燃气供应装置，解决现有空气涡轮火箭发动机的燃气供应外置使得发动机集成度低，截面尺寸包络大，影响发动机性能的问题。该装置包括燃料供应单元、氧化剂供应单元、防护单元、静叶部、以及由内向外依次同轴设置的轴系套筒、燃烧组织部、壳体，壳体包括内环壳体、外环壳体、以及设置在内环壳体和外环壳体之间的N个中空支板，N个中空支板沿圆周方向均布，燃烧组织部包括环形喷注器和环形身部，防护单元包括内环热防护件、外环热防护件，燃料供应单元包括设在外环壳体外壁的燃料阀门、对称设在燃料阀门两侧的两个燃料供应组件，氧化剂供应单元包括设在外环壳体外壁的氧化剂阀门、对称设在氧化剂阀门两侧的两个氧化剂供应组件。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109780541B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201811571967.X
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种可实现大范围变工况的气动雾化液液喷注方法及喷注器，喷注器包括雾化气体集气腔、燃料集液腔与氧化剂集液腔；雾化气体集气腔底部开有雾化气体喷嘴，燃料集液腔与氧化剂集液腔底部分别开有燃料喷嘴与氧化剂喷嘴；燃料喷嘴与氧化剂喷嘴的出口端分别与不同雾化气体集气腔的雾化气体喷嘴的中间段以一定的角度相连通；分别形成燃料雾状射流与氧化剂雾状射流，燃料雾状射流与氧化剂雾状射流在一点上进行撞击，进一步加强雾化、混合，为燃料和氧化剂高质量燃烧提供保障条件。
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公开(公告)号：CN109441642B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201811527814.5
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明的高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法，为克服现有发动机燃料裂解过程选择性不强，化学热沉较低的技术问题，本发明的供应系统包括燃料贮箱、电加热装置、输送管路、分配管路、多个喷注器、气瓶、减压阀及控制单元；燃料贮箱设置在高速吸气式发动机的换热通道的换热面处，燃料贮箱内贮存有固体燃料；气瓶的出口通过减压阀与燃料贮箱连接；电加热装置用于对燃料贮箱进行加热；多个喷注器的出口朝向燃烧室内；输送管路的入口与燃料贮箱的出口连接，输送管路的出口与换热通道的入口连接，输送管路上还设置有电磁阀；分配管路包括主管路、多个分支管路及燃料分配阀，主管路的入口与换热通道的出口连接。
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公开(公告)号：CN108087146B
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201711466474.5
申请日：2017-12-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明属于冲压发动机技术领域，具体涉及一种具有限位机构的可调收扩喷管传动装置，目的在于使用双工位自锁作动筒驱动可调收扩喷管实现三个喉部工位的作动。技术方案是：一种具有限位机构的可调收扩喷管传动装置，包括折叠拉杆和限位机构；所述限位机构固定在可调收扩喷管的外壁上；所述限位机构包括前导轨、后导轨和长条形连接块，所述前导轨的长度大于后导轨的长度；前导轨倾斜固定在连接块一端，后导轨平行于前导轨倾斜固定在连接块的另一端；所述折叠拉杆包括相互铰接的第一连杆和第二连杆，其中第二连杆上设有圆柱形滑销，滑销卡接于限位机构的前导轨与后导轨之间，所述滑销的直径等于前导轨与后导轨之间的距离。
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公开(公告)号：CN109724110A
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201811495265.8
申请日：2018-12-07
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/60
Abstract: 本发明公开了一种具有装配补偿功能的助推器安装支撑结构，包括第一支撑块、第二支撑块、第三支撑块、弹性装置组成。三个支撑块内部集成滑轨相连接，第一支撑块与第二支撑块之间为斜面接触，第二支撑块与第三支撑块之间为水平面接触。使用时该支撑结构周向均布粘接于燃烧室内壁面。助推器推入后，第一支撑块沿滑轨斜面向圆心方向收缩将助推器头部抱紧。支撑结构承受径向载荷时，由于摩擦自锁，结构始终处于稳定抱紧状态。弹簧的剩余行程可以补偿助推器的轴向热膨胀。本发明具有装配补偿能力和热膨胀补偿能力，在液体冲压发动机塞入式助推器具有直径偏差且又要满足换装要求时，可作为其安装支撑结构。
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公开(公告)号：CN109630314A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811527829.1
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 本发明涉及一种吸气式发动机冷启动系统，为了消除现有发动机所采用的易燃物质引导燃料点火燃烧预热的冷启动结构及气态燃料燃烧预热的冷启动结构所存在的使用安全隐患，本发明的冷启动系统包括燃气发生器、燃气分配阀及开口于燃烧室内壁且位于燃烧室前端的至少一个第一燃料喷注器；燃气发生器包括依次连接的气体发生装置、冷却装置及过滤器；气体发生装置包括燃料腔及发生器点火器，燃料腔装有固体燃料，发生器点火器用于固体燃料的点燃；燃气分配阀的入口与过滤器的出口连接，燃气分配阀设置有与第一燃料喷注器一一对应的至少一个出口，燃气分配阀的出口与第一燃料喷注器分别连接。
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