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公开(公告)号：CN116448429A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310261156.4
申请日：2023-03-17
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明公开了一种交变热环境下燃油与高温合金试验装置及方法，以解决目前燃油在实际的交变环境下的性能变化及其与高温合金的相容性等参数难以获取的技术问题。具体包括依次连通的介质贮箱、试验单元以及回收贮箱；所述介质贮箱用于储存常温燃油；所述试验单元包括试验壳体和第一加热机构；所述试验壳体内设有分别与介质贮箱和回收贮箱连通的高温燃油腔；所述高温燃油腔的内壁上设有第一测温口；所述第一加热机构与所述试验壳体连接，用于对试验壳体进行加热；回收贮箱用于回收从高温燃油腔流出的燃油；所述介质贮箱与试验单元之间的管路上设有A阀门；所述试验单元与回收贮箱之间的管路上设有D阀门。
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公开(公告)号：CN114046212B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111443720.1
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有热变形补偿功能的复合隔热结构，解决现有发动机燃烧室及喷管外壁包覆的隔热层，易产生热防护失效，甚至隔热层结构破坏的问题。该复合隔热结构包括依次搭接的多个隔热主体；相邻两个隔热主体相接端面上均设有搭接凸台，两个隔热主体通过相邻搭接凸台相接，相邻搭接凸台的搭接长度大于隔热主体与被防护件热变形之差的最大值；每个隔热主体包括由内向外依次叠放的内支撑层、N个吸/隔热复合层和1个外支撑层，N为大于等于1的整数；每个吸/隔热复合层包括由内向外依次叠放的隔热层、烧蚀防热层和吸热层，相邻隔热主体之间具有热变形补偿能力，可以防止因隔热主体与被防护件之间的热变形不同，导致被防护件高温表面裸露。
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公开(公告)号：CN116482163A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310261158.3
申请日：2023-03-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高温燃油状态下发汗冷却面板的热测试装置，以解决现有的冷流测量方法无法对高温工况下发汗冷却面板的渗透率以及相容性进行准确测量的技术问题。具体包括测试壳体以及加热机构；测试壳体内部设有用于放置发汗冷却面板的高温燃油腔；高温燃油腔用于模拟发动机燃烧室的燃油流动通道；所述测试壳体底部并排设有多个与高温燃油腔连通的燃油进口，还并排设有多个与高温燃油腔连通的燃油出口；测试壳体顶部设有至少一个与高温燃油腔连通的发汗出口；加热机构与测试壳体连接，用于对测试壳体加热。本发明可以测试燃油在高温状态或发汗冷却面板在高温状态下的渗透率，还可完成高温燃油与发汗冷却面板及高温合金结构的相容性测试。
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公开(公告)号：CN113137628B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202110402255.0
申请日：2021-04-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114046212A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111443720.1
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有热变形补偿功能的复合隔热结构，解决现有发动机燃烧室及喷管外壁包覆的隔热层，易产生热防护失效，甚至隔热层结构破坏的问题。该复合隔热结构包括依次搭接的多个隔热主体；相邻两个隔热主体相接端面上均设有搭接凸台，两个隔热主体通过相邻搭接凸台相接，相邻搭接凸台的搭接长度大于隔热主体与被防护件热变形之差的最大值；每个隔热主体包括由内向外依次叠放的内支撑层、N个吸/隔热复合层和1个外支撑层，N为大于等于1的整数；每个吸/隔热复合层包括由内向外依次叠放的隔热层、烧蚀防热层和吸热层，相邻隔热主体之间具有热变形补偿能力，可以防止因隔热主体与被防护件之间的热变形不同，导致被防护件高温表面裸露。
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公开(公告)号：CN113217949A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110552219.2
申请日：2021-05-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室，包括采用耐高温疏松材料制作的火焰筒，燃烧室外壳体以及火焰筒之间形成的环形夹缝用于从燃烧室入口气流中取部分空气作为冷却气；冷却气沿着燃烧室的轴向在环形夹缝流动，与火焰筒外侧壁面对流换热，同时在压差作用下，环形夹缝内冷却气经火焰筒壁面的发散冷却孔进入火焰筒内，与火焰筒内实现径向换热，并且在火焰筒内侧壁形成连续的保护气膜。该冷却结构一方面降低了需要的冷却空气量，提高了发动机比冲和推力性能，另一方面降低燃烧室热防护结构质量，提升飞行器的载荷质量或增大航程。
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公开(公告)号：CN113137628A
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202110402255.0
申请日：2021-04-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及超声速气流中燃烧反应的产生装置，具体涉及一种超燃冲压发动机的燃烧室。本发明的目的是解决现有壁面稳焰装置对壁面位置造成过高的热负荷，增加了热防护难度的不足之处，而提供一种超燃冲压发动机的燃烧室，包括燃烧室内流道以及稳焰装置，所述稳焰装置包括稳焰中心锥、多个安装支板和斜坡体，所述稳焰中心锥为中空的锥体结构，锥尖朝向超声速气流流入方向，锥体前半段侧壁上设有多个燃料喷注孔；所述多个安装支板和斜坡均为中空结构，所述安装支板一端固定于稳焰中心锥上，且与稳焰中心锥内部连通，另一端与外部燃料供应源连通；所述斜坡体一端与稳焰中心锥内部连通，另一端为封闭端。
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公开(公告)号：CN114440260A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202011189759.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机热防护技术，具体涉及燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，以解决现有发动机燃烧室高热流区域凹腔采用的主动冷却装置存在换热效率低且使用性能差的问题。本发明所采用的技术方案为：一种燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，包括外壳体、冷却槽道和定向发汗冷却面板；外壳体背面设置在燃烧室内壁上，外壳体正面设置有凹腔内安装有冷却槽道和定向发汗冷却面板，外壳体的背面设置有进油阀和出油阀，进油阀用于获取燃烧室的燃油供应管路中煤油，出油阀用于向喷注器燃油进口提供煤油。
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公开(公告)号：CN109882886B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201811573630.2
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 一种斜坡式火箭布局方式的RBCC燃烧室及其设计方法，燃烧室从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；火箭推力室安装在所述的火箭斜坡安装段，使得火箭射流与冲压主流三侧接触且火箭射流位于扩张段火焰前锋之前，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定，避免了台阶火箭布局方式未能有效利用火箭高温高焓活性射流点火及火焰稳定的问题。
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