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公开(公告)号：CN114635811B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202210280541.9
申请日：2022-03-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种针栓式喷注器及推力室，涉及喷注器技术领域，用于解决针栓式喷注器的中心组件装配的一致性较差，可操作性不高，影响针栓式喷注器的工作可靠性问题。所述针栓式喷注器包括壳体、中心筒、中心杆以及针栓。中心筒位于壳体内，且与壳体固定连接，针栓位于壳体以及中心筒之间，可沿壳体的轴向运动。中心杆位于中心筒内，且与中心筒固定连接。壳体上开设有第一腔体以及与第一腔体相连通的第一推进剂流道，当第一推进剂沿第一腔体进入第一推进剂流道时，在第一推进剂的作用下，针栓沿壳体的轴向运动，第一推进剂从第一推进剂流道进入针栓与壳体之间形成的第一间隙中，并沿第一间隙喷出。推力室包括燃烧室、喷管组件和上述的针栓式喷注器。
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公开(公告)号：CN114876671A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210281767.0
申请日：2022-03-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本申请公开一种过氧化氢推力室和发动机，涉及航天发动机技术领域，过氧化氢推力室包括沿预设方向顺次密封连接的分解器、分配均流器、气液喷注器和燃烧器，分配均流器具有中心区域和环绕在中心区域外的环形区域，在中心区域间隔分布有多个第一通气孔，在环形区域环形间隔分布有多个第二通气孔；气液喷注器具有燃料通道、燃烧通道和节流通道，节流通道围绕在燃烧通道四周，燃料通道与燃烧通道连通；燃烧器包括套叠在一起的内衬和外壳，内衬的内部为燃烧内腔，内衬和外壳之间具有多个在周向上间隔分布的螺旋通道；多个第一通气孔、燃烧通道和燃烧内腔顺次连通，环形区域与气液喷注器之间形成有环形腔，环形腔、节流通道和多个螺旋通道顺次连通。
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公开(公告)号：CN114718767A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210344540.6
申请日：2022-03-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种双路密封栓式喷注器装配测试方法，主要解决现有栓式喷注器装配测试流程不规范，造成面关机功能失效，可靠性降低的问题。本发明双路密封栓式喷注器装配测试方法可规范快速地完成面关机喷注器的装配和测试，保证了面关机栓式喷注器运动特性、密封特性及喷注特性满足设计要求，快速实现喷注器装配测试合格和交付使用。
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公开(公告)号：CN114718764A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210351488.7
申请日：2022-04-02
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种轻质化复合冷却推力室身部装置，以解决目前推力室身部轻质化采用局部优化导致的热结构被破坏、减重程度有限的技术问题。该装置包括内至外依次设置的高温抗氧化热障涂层、内壁、冷却夹套及外壁；推力室身部由前至后依次设置圆筒段、收敛段及扩张段；扩张段后端外侧面设置有冷却剂入口和设置在入口集液环的入口集液腔；圆筒段前端外侧面设置有冷却剂出口和设置在出口集液环内的出口集液腔；冷却夹套包括多个沿推力室身部延伸方向设置的冷却通道和设置在相邻冷却通道之间的连接肋；多个冷却通道沿周向均匀分布；冷却通道连通入口集液腔和出口集液腔；内壁、冷却夹套及外壁均采用钛合金材料。
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公开(公告)号：CN114592989A
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202210498068.1
申请日：2022-05-09
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明为解决现有针对针栓喷注器流强梯度大，点火难度大，以及针对高室压针栓喷注器热防护和冷却难度大的问题，而提供了一种液氧煤油针栓喷注器推力室及其启动方法。本发明包括针栓喷注器、推力室、点火剂流通通道以及煤油流通通道；所述针栓喷注器包括中心筒和中心杆；中心筒与中心杆之间形成液氧流通通道；所述推力室包括壳体、收扩段、延伸段；所述点火剂流通通道包括依次连接的点火剂入口接管嘴、点火剂路集合器、节流孔和喷注孔；所述煤油流通通道包括设置在延伸段上的集合器、导管、一环带集合器、二环带集合器、设置在延伸段和收扩段内的再生冷却夹层、设置在中心筒与头部壳体之间的煤油喷注环缝。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114576040A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210478693.X
申请日：2022-05-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及一种流量定位同轴可调针栓喷注器及其装配方法，以解决目前针栓喷注器装配中易出现零件之间定位不准，导致针阀卡顿、流量调节不准、装配精度低的技术问题。该喷注器包括下壳体、针阀、中心筒、中心杆、调节螺母、钢球、上垫片、弹簧、压环、下垫片与上壳体。该方法包括1、测针阀下端面至下壳体下端面之间的距离；2、计算针阀下端面与中心杆的端帽上端面之间的间隙；3、组装喷注器，测量下壳体上端面与中心筒上端面距离；4、测量针阀下端面至下壳体下端面之间的距离并与步骤1中的距离比较；5、计算初始漏槽距离，调节下垫片的厚度；6、调节上垫片的厚度；7、用调节后的垫片组装喷注器。
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公开(公告)号：CN118775102A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957900.9
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机高压燃烧室冷却结构，具体涉及一种内冷却液膜均匀的冷却环结构及其加工方法，解决现有技术中燃烧室内冷却液膜存在铺展不稳定、不均匀、损耗快等品质差的问题，导致燃烧室内壁冷却效果较差、使用寿命较短，难以实现高压燃烧室内壁可靠冷却的技术问题。该冷却环结构，包括冷却环和环盖；冷却环包括基座环、第一连接环、第二连接环与第三连接环；出口环缝及凹槽用于将内环形腔中液体推进剂排出并使其在燃烧室收敛段内壁上旋转形成内冷却液膜。本发明方法能够减少上游主流燃气直接冲击内冷却液膜造成的卷吸破坏，避免内冷却液膜与燃气过早进行化学反应，保护出口环缝处内冷却液膜的连续性，增强了冷却效果。
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公开(公告)号：CN114893327B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202210399663.X
申请日：2022-04-15
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明为解决现有针栓喷注器外圈液膜均匀性多采用观察的方式，只能定性检测，不能定量检测针栓喷注器外圈液膜均匀性的问题，而提供了一种针栓喷注器外圈液膜均匀性检测装置及检测方法。本发明代替传统的观测法，利用简单的检测装置，通过将外圈液膜外展，将锥形液膜在圆周方向分成若干份，测量质量并计算散差，定量评估检测针栓喷注器外圈液膜均匀性，低成本有效地解决了外圈液膜均匀性定量测量难题。
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公开(公告)号：CN116950806A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310874211.7
申请日：2023-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法，为了解决催化剂床的结构尺寸大、催化分解能力不足、对外辐射热较大且成本高的技术问题。具体包括燃烧室、与燃烧室头部依次同轴连接的燃料喷注室、催化分解室，以及设置在催化分解室头部的端盖。本发明将过氧化氢在燃料喷注室处分为两部分，一部分进入催化剂床分解为高温燃气，另一部分进入燃料喷注室内部，在高温燃气中进行热蒸发和热分解形成混合燃气后与碳氢燃料点火燃烧，这样降低了催化分解室内的过氧化氢流量，减小了催化剂床结构尺寸，降低了催化剂床的重量及成本，且减小了推力室的热损失，提高了燃烧性能，可用于过氧化氢大推力高压双组元发动机。
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公开(公告)号：CN116696614A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310633792.5
申请日：2023-05-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供了一种耐高温防烧蚀的喷管结构，用于解决传统大尺寸喷管结构冷却性能较差，喷口处经常出现高温烧蚀，甚至造成冷却槽道烧穿开裂引起冷却剂泄露的技术问题。本发明喷管结构的多个冷却槽道包括交错设置的流入槽道和射流槽道；外侧壁包括环形外套和与环形外套同轴连接的喷口环；内侧壁对应喷管结构尾部的一端周向设置有环形凸起，其外侧壁与喷口环的内侧壁密封连接；各流入槽道和各射流槽道对应喷管结构尾部的一端与环形凸起的侧壁之间设置有环形的汇流槽，用于使冷却剂通过流入槽道流至汇流槽，通过汇流槽汇流后流至射流槽道，并通过射流槽道上的射流孔射出，实现喷口的可靠冷却。
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