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公开(公告)号：CN114563051A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202210449895.1
申请日：2022-04-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明为解决现有通过液流试验模拟喷注器工作状态和受力情况时，试验成本高、难以实现绝对压强为零，且调整的精度低的问题，而提供了一种流量定位同轴可调针栓喷注器的液流试验方法。本发明通过将栓喷注器变推力发动机的燃烧室更换为反压仓，同时，模拟不同工况下的针阀的受力平衡状态；本发明利用针阀受力平衡的原理，发动机工作时随工况调节燃烧室压力发生变化，引起针阀受力不平衡，在不平衡力驱动下针阀发生运动，利用辅助的位移测量工具使针阀运动引起弹簧压缩，当弹簧压缩量调整到针阀受力平衡时，针阀稳定在新的位置，模拟计算不同工况下弹簧压缩量的变化，进行流量定位同轴可调针栓喷注器的液流试验。
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公开(公告)号：CN114427505A
公开(公告)日：2022-05-03
申请号：CN202210357327.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开一种针栓式喷注器和推力室，涉及喷注器技术领域，其构造简单，安装操作便捷，缩短了喷注器的生产加工周期及安装周期。针栓式喷注器包括壳体和中心筒，壳体具有贯通的第一腔体。壳体上开设有用于通入第一推进剂的第一流道，第一流道与第一腔体连通。中心筒套设于第一腔体内，中心筒具有第二腔体，中心筒的靠近燃烧室的一端开设有第二流道，第二流道连通第二腔体和燃烧室。中心筒靠近燃烧室的一端外壁与第一腔体的内壁之间设置有第三流道，第三流道与第一流道和燃烧室连通。第二流道的出液方向与第三流道的出液方向之间具有夹角α，0°＜α＜180°。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：CN110361182B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910695289.6
申请日：2019-07-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明涉及一种针栓式发动机性能测试装置，具体涉及一种冷却液射流均分件性能测试装置及方法；解决了现有冷却液射流均分件由于没有专门适用的测试装置，而导致其无法进行性能精确测试的技术问题。一种冷却液射流均分件的性能测试装置，包括由上至下依次串接的顶盖、大连接环和底座；大连接环内套装小连接环；小连接环与大连接环之间设有间隙；大连接环内设有凹槽；小连接环上设有外沿；顶盖下部设有环状结构；小连接环与大连接环之间套装冷却液射流均分件；顶盖与冷却液射流均分件之间形成冷却液进口环腔；底座、大连接环、小连接环与冷却液射流均分件之间形成冷却液出口环腔。同时，本发明还提供了一种冷却液射流均分件性能测试方法。
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公开(公告)号：CN115814710B
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202211548182.7
申请日：2022-12-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B01J8/02
Abstract: 本发明公开了一种过氧化氢分解室及分解室的压降设计方法，一种过氧化氢分解室，包括壳体，所述的壳体的轴向前端开设有液体进口，所述的壳体的轴向后端固定设置有法兰盘；所述的壳体的内部沿轴向依次设置有喷注器盘和支撑板，所述的喷注器盘和支撑板将壳体的内腔划分为液腔、催化剂腔和气腔，所述的催化剂腔中设置有催化剂床；所述的支撑板的轴向后端设置有调整环，所述的调整环的轴向后端与所述的法兰盘紧贴。本发明中通过设置喷注器盘，保证了分解室的流量分解均匀，实现了寿命提高一倍以上，此外，工作寿命可达万秒级，安装和更换结构灵活，重复使用性好，解决了现有技术中催化剂床局部分解不均由此造成的寿命缩短的技术问题。
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公开(公告)号：CN114818341B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202210474300.8
申请日：2022-04-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明为解决目前研制针栓喷注器推力室过程中，在兼顾高燃烧效率、身部可靠冷却性时，需要考虑多重影响因素，验证的工作量非常大，需要试车次数多，研制成本高、研制周期长的技术问题，而提供了一种用于针栓喷注器优化的模块化推力室验证结构及验证方法。该验证结构代替推力室的一体化结构，通过设计不同样式的冷却环，更换不同厚度的调整环和延长环，实现多影响因素的快速验证，显著缩短针栓喷注器推力室研制周期，快速确定推力室技术状态，并且可以在同一燃烧场条件下完成多因素直接对比，可以排除产品装配状态、测量系统波动带来的干扰，对比的结果准确性高、更可信。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118911870A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410957897.0
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种燃气发生器的顶盖及其设计方法，具体涉及一种发生器小容腔均流顶盖及其设计方法，解决现有液体火箭发动机的高压燃气发生器头部顶盖存在高压燃气发生器起动小流量下顶盖充填缓慢、稳定流量下推进剂分布均匀性较差的技术问题。该发生器小容腔均流顶盖，包括沿推进剂流向从上至下依次同轴设置的进口法兰、顶盖本体与底端锥顶；顶盖本体为中空球形结构，其中部设置有直流进口；直流进口与底端锥顶的内孔形成第一容腔；顶盖本体内壁与底端锥顶底部之间形成第二容腔；底端锥顶底部与喷注器上表面之间形成第三容腔。本发明方法优化了顶盖的型面，保证不同径向位置的喷嘴流量均匀。
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公开(公告)号：CN115355107B
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202210346212.X
申请日：2022-03-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供一种实现快速优化调整的栓式喷注器中心路装置，主要解决现有中心筒尺寸较大、结构复杂、加工工序较多、研制时间较长的问题。该装置包括中心筒、中心杆和紧固件；中心筒主要由上部中心筒体和底部喷注体组成；上部中心筒体的腔体内设置有环形支撑台，环形支撑台通过沿周向设置的多个连接筋板与上部中心筒体的内壁连接，上部中心筒体腔体右端的内壁上设置有环形槽；底部喷注体包括喷注板和设置在喷注板左侧的连接套；喷注板设置在上部中心筒体的右侧端面上，喷注板的端面上沿周向设置有多个喷注孔，连接套设置在环形槽内；中心杆包括支撑板和中心柱体，支撑板设置在喷注板的右侧，中心柱体穿过环形支撑台，其末端设置有紧固件。
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公开(公告)号：CN114876671B
公开(公告)日：2024-07-30
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：CN116877297A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310817807.3
申请日：2023-07-05
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法，用于解决现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题。本发明的隔板喷嘴，为保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，但由于外壳体位于高温燃烧场内的长度越高，隔板喷嘴需要的热防护裕度越高，因此，本发明外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢，同时建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解，获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚及冷却剂流速，大大提高了隔板喷嘴的热防护裕度。
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公开(公告)号：CN116378855A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310202627.4
申请日：2023-03-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种撞击式喷注器冷却隔板。包括主体筒和多个侧板，主体筒的壁上设有第一夹层，该第一夹层内设有第一冷却介质通道，所述第一冷却介质通道分布于主体筒的整个筒壁；各侧板主体为板状结构，各侧板内设有第二夹层，第二夹层内设有第二冷却介质通道；各侧板沿主体筒的径向安装侧板内的冷却介质通道与主体筒壁上的冷却介质通道相通；相邻侧板之间形成扇形区域。本发明的冷却隔板冷却介质流通通道采用多进多出结构形式，冷却介质从一块侧板进入，流经周向隔板后，最终从相邻径向隔板流出，实现冷却隔板的目的。
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