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[外观设计]尾喷管-CN202230046529.2有效
发明人：胡振强;韩品连;许梦娜 -专利权人：浙江意动科技股份有限公司
申请日： 2022-01-24 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： 15-01 文献下载
摘要：1.本外观设计产品的名称：尾喷管。2.本外观设计产品的用途：是发动机的组成部分之一，主要作用是将发动机燃油燃烧后的产物喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动发动机。
喷管

[实用新型]一种核心机试验装置及其尾喷管组件试验件-CN202121370766.0有效
发明人：张举麟;汪骏 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-06-18 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：尾喷管组件试验件，包括尾喷管和中心锥，尾喷管设置于中心锥外周，中心锥沿尾喷管的轴向具有不同的外径，尾喷管具有出口端，出口端与中心锥之间限定出尾喷管组件试验件的喷口面积，尾喷管包括尾喷管固定件、尾喷管移动件以及定位组件，尾喷管移动件相对尾喷管固定件沿轴向可活动，具有出口端；定位组件在轴向上的指定位置可调节地限制尾喷管移动件相对尾喷管固定件的活动。该尾喷管组件试验件通过设置定位组件，使尾喷管移动件在不同的轴向位置时，尾喷管具有不同的喷口面积，实现了尾喷管喷口面积可调，节约试验时间。还提供核心机试验装置。
一种核心试验装置及其喷管组件试验

[发明专利]高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器-CN201910515328.X有效
发明人：汤继斌;张程;李超;王立宁 -专利权人：北京空天技术研究所
申请日： 2019-06-14 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。
高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法

[发明专利]铁水预处理脱硫/脱磷喷枪-CN200910011435.5无效
发明人：牟春树;武允禄;刘欣雨;陈树村;陈学新 -专利权人：营口东邦冶金设备耐材有限公司
申请日： 2009-05-07 - 公布日： 2010-11-10 - 主分类号： C21C7/064 文献下载
摘要：本发明属铁水预处理装置领域，尤其涉及一种铁水预处理脱硫/脱磷喷枪，包括：装配法兰(1)、固定设于装配法兰(1)上的喷吹介质主通道(2)、第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)；所述喷吹介质主通道(2)的端口分别与第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)的端口相通；在所述喷吹介质主通道(2)、第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)外配有耐火材料包覆层(6)；所述第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)呈锥形结构。
铁水预处理脱硫喷枪

[实用新型]铁水脱硫/脱磷喷枪-CN200920013490.3有效
发明人：牟春树;武允禄;刘欣雨;陈树村;陈学新 -专利权人：营口东邦冶金设备耐材有限公司
申请日： 2009-05-07 - 公布日： 2010-01-27 - 主分类号： C21C7/064 文献下载
摘要：本实用新型属铁水预处理装置领域，尤其涉及一种铁水脱硫/脱磷喷枪，包括：装配法兰(1)、固定设于装配法兰(1)上的喷吹介质主通道(2)、第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)；所述喷吹介质主通道(2)的端口分别与第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)的端口相通；在所述喷吹介质主通道(2)、第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)外配有耐火材料包覆层(6)；所述第一尾喷管(3)、第二尾喷管(4)及第三尾喷管(5)呈锥形结构。
铁水脱硫喷枪

[实用新型]一种核心机试验装置及其尾喷管组件试验件-CN202121368307.9有效
发明人：张举麟;汪骏 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-06-18 - 公布日： 2022-01-25 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：一种尾喷管组件试验件，包括中心锥以及套设于中心锥外周的尾喷管，尾喷管具有出口端，出口端与中心锥之间限定出尾喷管组件试验件的喷口面积；其中，尾喷管在轴向上分为至少两段，至少两段之间彼此可拆卸连接。该尾喷管组件试验件通过分段式设计，将尾喷管分为多段，通过加工多个具有不同喷口面积的尾喷管后段，根据实际试验需求选取适合的尾喷管后段进行安装，实现尾喷管喷口面积可调，节约试验时间。
一种核心试验装置及其喷管组件试验

[实用新型]一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管-CN202020302974.6有效
发明人：程佳铭;陈荣钱;柳家齐;林威;尤延铖 -专利权人：厦门大学
申请日： 2020-03-12 - 公布日： 2021-01-08 - 主分类号： F02K1/00 文献下载
摘要：一种基于多边膨胀喷管的四通道组合发动机共用尾喷管，涉及尾喷管。所述组合发动机包括两台涡轮发动机、一台超燃冲压发动机、一台火箭/亚燃冲压发动机，超燃冲压发动机的尾喷管采用三维多边膨胀尾喷管设计，涡轮发动机、火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管采用收扩喷管，尾喷管采用并联式布局，火箭/亚燃冲压发动机的尾喷管位于最上方，涡轮发动机的尾喷管位于组合发动机的两侧，超燃冲压发动机的尾喷管位于组合发动机的下方。三维多边膨胀尾喷管与单边膨胀尾喷管相比，气体膨胀效率更高，故尾喷管长度可更短。共用尾喷管充分利用超燃冲压发动机尾喷管进行膨胀。结构布局更紧凑，适合与高超声速飞行器进行一体化设计。
一种基于多边膨胀喷管通道组合发动机共用

[实用新型]发烟机-CN201821506932.3有效
发明人：戴春爽;焦龙伟;陈兴;宋化星;张浩波;高忠国;李鹏程 -专利权人：青岛云深动力科技有限公司
申请日： 2018-09-14 - 公布日： 2019-06-21 - 主分类号： F41H3/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种发烟机，包括第一尾喷管(1210)，流体流经第一尾喷管(1210)而形成烟雾向外喷出，第一尾喷管(1210)具有供流体流入的第一尾喷管入口以及供流体流出的第一尾喷管出口，第一尾喷管(1210)中设置有尾椎(1211)，尾椎(1211)使得流体所流经的通道截面沿第一尾喷管(1210)的轴向从第一尾喷管入口至第一尾喷管出口由环形逐渐变为圆形。
尾喷管流体本实用新型尾喷管出口发烟机喷出尾椎烟雾通道截面轴向流出

[实用新型]核心机试验装置及尾喷管试验件-CN202121368293.0有效
发明人：张举麟;汪骏;徐昕怡 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-06-18 - 公布日： 2022-02-01 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：一种尾喷管试验件，包括尾喷管以及螺旋通道，螺旋通道环绕地设置于尾喷管外周，并允许冷却介质进入，以对尾喷管外周进行冷却。采用带有螺旋通道的尾喷管试验件，通入冷却介质后可对尾喷管壁面实现可观的冷却作用，结构简便，成本低廉，提高了尾喷管结构的耐高温能力。还提供一种核心机试验装置。
核心试验装置喷管试验

[实用新型]发动机尾喷管-CN202120446117.8有效
发明人：张举麟;汪骏 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-03-01 - 公布日： 2022-01-07 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种发动机尾喷管，包括尾喷管本体和冷却管，所述冷却管设于所述尾喷管的外表面，所述发动机尾喷管还包括导热件，所述导热件设于所述尾喷管本体和所述冷却管之间，所述冷却管固定在所述导热件上，所述导热件固定在所述尾喷管本体上本实用新型通过在冷却管和尾喷管本体之间设置导热件，避免了将冷却管直接焊接在尾喷管本体所产生的大量的焊接对尾喷管本体造成的严重损伤，进而避免影响尾喷管本体的材料的耐高温性能以及结构强度，同时也可以预先将冷却管固定在导热件以便于冷却管快速安装在尾喷管上，提高尾喷管的生产效率。
发动机尾喷管

[发明专利]一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统-CN202110340503.3有效
发明人：马松;杨竹强;孟凡譞;刘方兴;陈忠明 -专利权人：大连理工大学
申请日： 2021-03-30 - 公布日： 2022-01-04 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：一种飞机辅助动力装置尾喷管测试系统，属于飞机辅助动力装置尾喷管领域。飞机辅助动力装置尾喷管测试系统的燃料室侧面与尾喷管入口侧固接，底面与振动平台连接。尾喷管为双层套筒结构，内外层均为一体化结构：内层套筒中空结构内部作为尾气通道，外层套筒外壁面与内层套筒外壁面之间为冷却空气通道。换热器、风机布置于冷却空气通道进口处。螺旋翅片辐射源水平设于内层套筒结构内，调节尾喷管尾气通道的温度。尾喷管沿周向设有温度传感器、应力传感器，用于测量尾喷管的内外壁面温度和所受温度、应力情况。尾喷管通过振动平台和地面固定平台固定，振动平台可调节尾喷管的振动程度。本发明结构简单，使用方便，可以进行尾喷管的应力及温度测试。
一种飞机辅助动力装置喷管测试系统

[发明专利]便于拆装且防脱落的导弹尾盖-CN201910146206.8有效
发明人：赵子宁;隋大鹏;刘丽龙;刘勇;刘钊;高王升;陈世豪 -专利权人：上海机电工程研究所
申请日： 2019-02-27 - 公布日： 2021-05-11 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种导弹技术领域的便于拆装且防脱落的导弹尾盖，包括尾喷管，所述尾喷管的内部放置有密封机构，密封机构左侧面的中部固定连接有防脱机构，且防脱机构位于尾喷管的内部，密封机构的右侧面固定连接有推拉机构，且推拉机构位于尾喷管的外部，尾喷管的右侧面固定连接有两个相对称的限位机构。该便于拆装且有效防脱落的导弹尾盖，通过设置密封盖板，在密封圈的作用下，能对该尾喷管进行有效的密封，充分避免外部灰尘进入该尾喷管的内部，导致影响导弹发动机工作，通过设置限位块，在升降杆、弹簧、限位杆和锥块的共同作用下，能使该导弹尾盖便于卡接于尾喷管的内部，有效的避免该导弹尾盖从尾喷管的内部脱落。
便于拆装脱落导弹

[实用新型]航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机-CN202120224562.X有效
发明人：张举麟;汪骏;沙勐 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2021-01-27 - 公布日： 2021-09-21 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种航空发动机核心机尾喷管以及航空发动机核心机，涉及航空发动机领域，用以改善对尾喷管的冷却。该航空发动机核心机尾喷管包括尾喷管本体、罩体以及引气管。尾喷管本体被构造为环形的且具有通道；尾喷管本体的壁体开设有气膜孔，气膜孔与通道连通。罩体设于尾喷管本体的外侧，罩体的内壁和尾喷管本体的外壁之间围成空腔。引气管安装于罩体，且与空腔流体连通。上述技术方案提供的航空发动机核心机尾喷管，用于从试验台引入冷却气流，冷却气流在尾喷管内壁形成气膜，从而实现整个尾喷管壁面的降温，进而实现对核心机喷管的冷却，降低甚至避免了高温带来了材料力学性能的快速折减，提高了尾喷管结构的耐高温能力。
航空发动机核心机尾喷管以及

[发明专利]基于形状记忆合金的智能尾喷管结构及排气系统-CN202111223577.5在审
发明人：卢静;苏廷铭;杨小平;陈著;朱川;袁秋月;钟燕;张少平 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2021-10-20 - 公布日： 2022-03-11 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本发明提供了一种基于形状记忆合金的智能尾喷管结构及排气系统，基于形状记忆合金的智能尾喷管结构包括：尾喷管基体，采用形状记忆合金材料一体化增材制造而成；检测组件，设置在尾喷管基体内并用于检测尾喷管基体的温度或者磁场强度；调节组件，设置在尾喷管基体处并用于调节尾喷管基体的温度或者磁场强度。本发明的有益效果是，本发明有效利用形状记忆合金相变位移特性，调节尾喷管基体温度或者磁场强度实现尾喷管基体形状主动改变，避免了外加驱动装置，能够达到减少装配零件数量、减轻重量、提升可靠性的目的。
基于形状记忆合金智能喷管结构排气系统

[发明专利]一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构-CN202011089324.9在审
发明人：张群;胡凡;程祥旺;李小龙;王晓燕;马晓曦;高耀红;王紫欣 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-10-13 - 公布日： 2021-01-12 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构，此结构是将传统固体火箭发动机的尾喷管做成异形单面膨胀喷管，并在尾喷管出口处设置凸起结构。燃烧产物从燃烧室流入尾喷管，在尾喷管中得到膨胀加速，最后以比声速高数倍的速度从喷管出口喷出，相比传统的固体火箭发动机结构，本发明结构尾喷管为异形截面结构，可以有效的控制飞行过程中的径向速度，根据目标的变化及时作出调整，尾部的凸起结构改变了尾喷管的壁面结构，改善声波在尾喷管内的传播，起到降噪作用的同时提高其空间利用率，增大其散热面积，提高固体火箭发动机的性能。
一种喷管异形截面固体火箭发动机结构

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