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公开(公告)号：CN116357477A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310304344.0
申请日：2023-03-27
申请人： 西北工业大学
摘要： 发明名称一种有效催化燃烧和防止回火的液体火箭发动机摘要本发明提供了一种有效催化燃烧和防止回火的液体火箭发动机，涉及液体火箭发动机技术领域。紧贴燃烧室内壁面设有铂铑网，铂铑网的高催化活性加强了推进剂的燃烧，发动机获得更大的能量和推力，提高了液体火箭发动机的性能，其次铂铑网作为高温发热体可以将燃烧室上游的热量传递到下游，使燃烧过程变得更加的稳定，燃烧室的温度分布更加均匀；在喷嘴表面开设密集的小直径圆孔，使得储液腔内的燃油可以透过小孔渗入燃烧室内部，多孔的结构设计可以有效地降低喷嘴温度，小孔径可以防止燃烧室内高温燃气积聚在小孔内部，抑制了推进剂在小孔的燃烧，有效防止了回火的发生，本发明的液体火箭发动机燃烧效率高，防回火性能好。
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公开(公告)号：CN116239428A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202310010714.X
申请日：2023-01-05
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 , 南京理工大学
摘要： 本发明提供了一种液体推进剂及其制备方法和激光吸收深度测量系统及其测量方法，推进剂制备方法包括以下三个步骤：S1高含能液体推进剂组分设计方法以及液体推进剂配制方法；S2构建推进剂的激光吸收深度测量系统以及激光吸收深度测量方法；S3激光烧蚀液体推进剂的单脉冲冲量测量方法以及推进剂推进性能优化方法。本发明利用高含能物质及添加燃料以改进液体推进剂的能量释放特性，利用吸光剂以改进推进剂的激光能量沉积特性，利用推进性能测量结果反馈和迭代，调整推进剂组分以优化推进剂的推进性能，使得平均推力、比冲、推力功率比、推进效率等推进性能指标得到整体提高，或使得某一关键指标得到显著提高。
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公开(公告)号：CN116201659A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211678427.8
申请日：2022-12-26
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，包括：推力室、预燃室、氢预压涡轮泵、氧预压涡轮泵、氢主涡轮泵、氧主涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀、推力室氢阀、推力室氧阀、氢涡轮燃气喷嘴、氧涡轮燃气喷嘴、氢预压涡轮音速喷嘴、推力室氧气蚀管、推力室夹套音速喷嘴和推力室燃气头腔；氢预压涡轮泵经氢主涡轮泵、预燃室氢阀接预燃室，氧预压涡轮泵经氧主涡轮泵、预燃室氧阀接预燃室，预燃室分别经氢涡轮燃气喷嘴和氧涡轮燃气喷嘴后接推力室燃气头腔。本发明所述设定补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，能够降低半系统试验难度，提高试验安全性和可靠性。
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公开(公告)号：CN115977830A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211678428.2
申请日：2022-12-26
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种闭式循环氢氧火箭发动机系统，包括：推力室、预燃室、氢涡轮泵、氧涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀和推力室氢阀；氢涡轮泵的出口3A分别连接预燃室的入口2A和推力室冷却夹套的入口；预燃室氢阀设置在氢涡轮泵的出口3A与预燃室的入口2A之间的管路上；推力室冷却夹套的出口接氢涡轮泵的入口3A；氢涡轮泵的出口3B接推力室，推力室氢阀设置在氢涡轮泵的出口3B与推力室之间的管路上；氧涡轮泵的出口4A接预燃室的入口2B，预燃室氧阀设置在氧涡轮泵的出口4A与预燃室的入口2B之间的管路上；预燃室的出口接氧涡轮泵的入口4A，氧涡轮泵的出口4B接推力室。本发明提高了发动机比冲性能，优化了发动机整体性能，提高了发动机可靠性。
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公开(公告)号：CN115898696A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211660912.2
申请日：2022-12-23
申请人： 清华大学
摘要： 本发明公开了一种多环型连续旋转爆震火箭发动机，包括：内圆柱；沿着内圆柱的径向依次套设的至少2个外筒，相邻外筒之间以及内圆柱与相邻的外筒之间分别形成子燃烧室；喷注器装置，喷注器装置用于向子燃烧室喷入燃料及氧化剂。本发明通过在内圆柱的外部依次套设至少2个外筒，使得相邻外筒之间以及内圆柱与相邻的外筒之间分别形成至少2个子燃烧室，且每个子燃烧室的进口至少安装1个喷注器装置，即各个子燃烧室相互独立设置，因此，可以根据实际所需的推力选择子燃烧室工作的数量，以满足发动机不同的推力需求，提高了发动机的适应性。
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公开(公告)号：CN115653790A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211262754.5
申请日：2022-10-15
申请人： 中国科学院力学研究所
摘要： 本发明公开了一种双模式变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统、火箭燃气发生器系统；它们共用一套低压转子系统；所述共用的低压转子系统包括共用低压涡轮方案、以及冠生涡轮方案；当采用共用低压涡轮方案时，共用的低压涡轮在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动；当采用冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统的主燃烧室产生的燃气流吹动低压涡轮转动，火箭燃气发生器系统的火箭燃烧室产生的燃气流吹动冠生涡轮转动；本发明共用低压涡轮方案和冠生涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。
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公开(公告)号：CN114889850B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202210809721.1
申请日：2022-07-11
申请人： 北京宇航推进科技有限公司
摘要： 本发明涉及一种双组元姿轨控动力装置及具有其的飞行器，该双组元姿轨控动力装置包括主体、两个推力室以及四个电磁阀，主体的第一侧相隔设置有两个推进剂入口，主体内设置有供推进剂流通的多条流道，主体的与第一侧相对的第二侧伸出设置有两个凸台，两个凸台之间具有夹角；两个推力室分别安装在两个凸台上，每个推力室设置成能够与两个推进剂入口同时连通；四个电磁阀两两安装在主体的第三侧和第四侧，第三侧与第四侧相对设置且均位于第一侧与第二侧之间，每个电磁阀与一个推进剂入口和一个推力室分别连通，以控制推进剂自推进剂入口流通至推力室。本发明提出的双组元姿轨控动力装置结构简单可靠、集成度高。
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公开(公告)号：CN113389657B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202110848291.X
申请日：2021-07-27
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种高温流体通道，包括筒状结构的通道壁与位于通道壁两端的连接座，通道壁包括若干筒状结构的壁面，各所述壁面逐层套设，且各所述壁面的端部均与连接座相连；每相邻的两个壁面之间具有筒状结构的环形间隙腔，且每相邻的两个壁面之间通过支撑组件相连。其通过将若干筒状结构的壁面逐层套设而形成高温流体通道的通道壁，并在相邻的壁面之间形成环形间隙腔，使得由通道内壁传递至通道外壁的热流大幅度降低，实现了高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。
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公开(公告)号：CN111927650B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202010669369.7
申请日：2020-07-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验，具体涉及一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。本发明的目的是解决现有液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构存在需同时满足高频率和单次脉动能量较大两个要素，实现难度较大的技术问题，提供一种液体火箭发动机高频燃烧不稳定试验用反压雾化仓结构。该结构的脉冲射流腔采用喷射孔结构；旋转爆震燃烧单元和雾化单元通过脉冲射流腔连通；脉冲射流腔的入口位于旋转爆震燃烧单元一侧，出口位于雾化单元一侧；金属单向隔膜设置于脉冲射流腔出口处，可承受雾化单元的反压，金属单向隔膜的流向为由旋转爆震燃烧单元指向雾化单元。
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公开(公告)号：CN112628015B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN201911249278.1
申请日：2019-12-09
申请人： 陕西天回航天技术有限公司
发明人： 刘红军
摘要： 本发明公开了一种气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机，由缸体、活塞、推力室、单向阀座和螺塞组成。单向阀座端头与控制阀连接，缸体、单向阀座和推力室螺纹连接，活塞在缸体内往复移动；活塞与缸体之间形成一个环腔和圆柱腔，环腔通过泄出口与外界相通作为低压腔，圆柱腔为高压腔。活塞中芯腔装有催化剂，活塞端头设置多排喷注孔。将气动柱塞泵与推力室结合成一体，通过推进剂催化分解产生气体驱动柱塞泵，利用活塞不平衡面积产生的压力差形成正反馈增压效应，利用不平衡面积形成压力差的气动柱塞泵形成自增压脉冲工作方式，大幅提高发动机推力室室压和降低推进剂贮箱供应压力，从而有效地提高发动机性能、降低结构重量。
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