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[发明专利]一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室-CN202310759134.0在审
发明人：李光熙;蔡锋娟;张玫;豆飞龙;梁俊龙;张蒙正;黄鋆;张留欢;杨振鹏 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-26 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： F23Q13/00 文献下载
摘要：本发明公开一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室，涉及发动机技术领域，以解决超声速燃烧室点火调节及控制步骤多、供应系统复杂，且所需附件舱布置复杂、占用空间大的问题。所述一种发动机超声速燃烧室的点火方法包括仅将肼基分解燃气作为点火推进剂，引入超声速燃烧室的凹腔内。所述发动机的超声速燃烧室使用上述的发动机超声速燃烧室的点火方法。本发明提供的一种发动机超声速燃烧室的点火方法及超声速燃烧室用于降低点火供应系统的控制复杂度，简化产品结构。
一种发动机超声速燃烧室点火方法

[发明专利]一种具有热变形补偿功能的复合隔热结构-CN202111443720.1有效
发明人：闫志勇;豆飞龙;李光熙;张忠利;刘昊;蔡锋娟 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-11-30 - 公布日： 2023-06-27 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：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。
一种具有变形补偿功能复合隔热结构

[发明专利]燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置-CN202011189759.0有效
发明人：张忠利;豆飞龙;付秀文;蔡锋娟;张蒙正 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-10-30 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：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。
燃烧室高温合金丝网编织定向发汗冷却装置

[发明专利]一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法-CN202210470318.0在审
发明人：张玫;张蒙正;李光熙;蔡锋娟;张留欢;郭显伟;豆飞龙 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-04-28 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： F02C7/264 文献下载
摘要：本发明涉及发动机点火系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置(贮箱、阀门等)，系统简单。同时，本发明公开一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法。
一种范围组合发动机点火火焰稳定系统方法

[发明专利]一种超燃冲压发动机的燃烧室-CN202110402255.0有效
发明人：豆飞龙;刘昊;杜泉;张忠利;闫志勇;蔡锋娟;张玫 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-04-14 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：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。
一种冲压发动机燃烧室

[发明专利]用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置-CN202110482174.6有效
发明人： 蔡锋娟;李光熙;张蒙正;梁俊龙;刘昊;闫志勇;豆飞龙 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-04-30 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：本发明提供一种用于冲压发动机超声速燃烧室燃油喷注与火焰稳定的装置，解决现有矩形燃烧室上布置支板喷注器和稳定器不适用于圆形燃烧室中，支板喷注器连接存在繁冗、耗时、可靠性差问题。装置包括燃烧室本体和M个喷注组；燃烧室本体包括入口壳体、稳压壳体和锥筒结构的喷注器安装壳体；稳压壳体内壁设有环形缺口；每个喷注组包括沿喷注器安装壳体周向均布的N个支板喷注器，且所有支板喷注器圆周均布；支板喷注器包括喷注器本体、紧固螺母和密封圈；喷注器本体设在喷注器安装壳体上，其内部设有介质通道；喷注器本体上设有外螺纹和径向喷注孔；密封圈位于安装壳体内壁和限位块间；紧固螺母与外螺纹配合；M个喷注组的喷注器本体构型不同。
用于冲压发动机超声速燃烧室燃油火焰稳定装置

[发明专利]一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器-CN201911083598.4有效
发明人：张玫;郭海波;张蒙正;刘昊;蔡锋娟;豆飞龙 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2019-11-07 - 公布日： 2021-03-09 - 主分类号： F23R3/30 文献下载
摘要：本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，公开了一种适应气液两相喷注的双通道支板喷注器，包括主路通道和辅路通道，主路通道包括成排设置的主路喷注孔，与所有主路喷注孔连通的主路入口供油管；主路入口供油管为常开状态；辅路通道包括成排设置的辅路喷注孔，与所有辅路喷注孔连通的辅路入口供油管；主路喷注孔、辅路喷注孔设置在支板上；所有主路喷注孔与所有辅路喷注孔均不相通，辅路入口供油管上设置有辅路入口膜片阀。采用双燃料通道，使不同相态的燃料分别通过双燃料通道喷注，保证在适中的系统压力下支板的供油量，适应主动冷却燃烧室出口燃油的温度、密度、压力、相态大范围变化。
一种适应两相双通道支板喷注器

[发明专利]一种斜坡火箭布局方式的RBCC发动机燃烧室及其设计方法-CN201811573630.2有效
发明人：刘昊;张玫;刘晓伟;蔡锋娟;张忠利;豆飞龙;张留欢 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2018-12-21 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：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。
一种斜坡火箭布局方式 rbcc 发动机燃烧室及其设计方法

[发明专利]一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道-CN201811535859.7在审
发明人：刘晓伟;刘昊;李光熙;豆飞龙;蔡锋娟 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2018-12-14 - 公布日： 2019-05-21 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，包括：进气流道、燃烧室流道和火箭发动机流道；火箭发动机流道位于燃烧室流道入口中心位置；进气流道位于火箭发动机流道四周且与火箭发动机流道一起汇入燃烧室流道；进气流道和燃烧室流道构成冲压流道，冲压流道与火箭发动机流道共同构成RBCC发动机内流道。本发明可在对冲压流道型面干涉尽可能小的前提下，发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推等优势。
流道火箭发动机燃烧室进气流道内流道冲压发动机前置火箭助燃流道入口流道型面引射点火干涉

[实用新型]一种吸气式发动机中自击式支板喷注器-CN201320839131.X有效
发明人：郝智超;吕奇伟;张蒙正;李光熙;张玫;郭海波;杜泉;高伟;蔡锋娟;闫志勇;张忠利 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2013-12-18 - 公布日： 2014-07-02 - 主分类号： F02K7/10 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种自击式支板喷注器，主要用于向高马赫数下的超燃冲压发动机燃烧室内喷射燃料。该自击式支板喷注器，在自击式支板内开设了多个喷注孔，其中，两个相邻的喷注孔的中心线相交，这样在喷注孔燃料与空气的稳定高效率混合，同时该自击式支板喷注器的燃料腔和底座为一体式结构，解决了现有技术中底座和燃料腔焊接后的焊缝会对超声速流场产生不良影响的问题。
一种吸气发动机击式支板喷注器

[发明专利]一种吸气式发动机中自击式支板喷注器-CN201310698681.9无效
发明人：郝智超;吕奇伟;张蒙正;李光熙;张玫;郭海波;杜泉;高伟;蔡锋娟;闫志勇;张忠利 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2013-12-18 - 公布日： 2014-04-02 - 主分类号： F02K7/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种自击式支板喷注器，主要用于向高马赫数下的超燃冲压发动机燃烧室内喷射燃料。该自击式支板喷注器，在自击式支板内开设了多个喷注孔，其中，两个相邻的喷注孔的中心线相交，这样在喷注孔燃料与空气的稳定高效率混合，同时该自击式支板喷注器的燃料腔和底座为一体式结构，解决了现有技术中底座和燃料腔焊接后的焊缝会对超声速流场产生不良影响的问题。
一种吸气发动机击式支板喷注器

[发明专利]一种用于凝胶燃料超临界研究试验中的活塞止退装置-CN201310193685.1无效
发明人：徐胜利;张蒙正;郝智超;李平;蔡锋娟 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2013-05-22 - 公布日： 2013-09-11 - 主分类号： F16J1/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于凝胶燃料超临界研究试验中的活塞止退装置，包括止退活塞、止退壳体、压板、在止退壳体上圆周均布的多个限位装置、多个弹簧、多个剪切装置以及轴向设置在止退活塞上的通槽，止退活塞设置在止退壳体内并能够在止退壳体内运动，止退活塞一端与活塞的前端接触，限位装置、弹簧以及剪切装置的数量相等且一一对应；止退壳体一端固定在压缩管。本发明克服了凝胶燃料超临界试验段中，重活塞快速压缩到试验段终止位置时，受试验段高压气体和防撞块双重作用下活塞回弹的技术问题，本发明实现压缩终点位置活塞的可靠止退。
一种用于凝胶燃料临界研究试验中的活塞装置

[实用新型]一种高温高压气体中凝胶单滴悬挂机构-CN201220684982.7有效
发明人：张蒙正;郝智超;李平;蔡锋娟;徐胜利 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2012-12-12 - 公布日： 2013-06-12 - 主分类号： G01N33/22 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种高温高压气体中凝胶单滴悬挂机构，包括空心管，所述空心管的悬挂端设置有均匀分布有多个横槽。本实用新型克服了单滴蒸发、燃烧试验研究中，凝胶单滴燃料受高温、高压、气体流动等环境影响，较难悬挂的技术问题，本实用新型实现可靠、稳定悬挂，能够满足试验要求。
一种高温高压气体凝胶悬挂机构

[发明专利]一种可重复使用的推力室-CN201210536423.6有效
发明人：郝智超;张蒙正;李军;蔡锋娟 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2012-12-12 - 公布日： 2013-04-10 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明涉及一种可重复使用推力室，包括依次连接的盖板、喷注盘以及身部，喷注盘包括基体以及设置在基体上位于盖板一侧的环形凸台、外圈密封榫和内圈密封榫，基体上有多个第一、第二喷注孔，盖板包括隔热框、法兰盘和对接盘，对接盘上设置有内圈密封槽和外圈密封槽，盖板通过对接盘与喷注盘固定连接，内圈密封槽、外圈密封槽分别与内圈密封榫、外圈密封榫相匹配，隔热框上设置有第一、第二输送管，第一输送管与第一集液腔连通，第二输送管与第二集液腔连通。本发明解决了现有的推力室加工工序复杂、一次成型后进行改进就需要重新加工而增加成本的技术问题，本发明有效减小零件数量、简化工艺，缩短产品的加工周期和成本，实现推力室可重复使用。
一种重复使用推力

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