公开(公告)号：CN112412661A

公开(公告)日：2021-02-26

申请号：CN202011399488.1

申请日：2020-12-01

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 陈明亮 ,  邬二龙 ,  刘昌国 ,  陈泓宇 ,  施浙杭 ,  杨海洋 ,  杨成 ,  赵婷 ,  武小川

IPC: F02K9/52

Abstract: 本发明涉及航天器推进系统技术领域，涉及一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，可以将发动机燃烧室内部分隔成若干个区域，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧，与传统喷注器面隔板结构的功能类似。依据本发明的直流式喷注器燃烧场分区结构包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区，其中直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域。本发明喷注器零件数目少，产品固有可靠性高，因无传统喷注器隔板分区结构，喷注器面上无焊缝结构，也无需考虑隔板冷却设计；喷注器包络空间小且结构重量轻，利于发动机减重；喷注器加工、装配、测试工序简化，利于生产成本低。

公开(公告)号：CN109973247A

公开(公告)日：2019-07-05

申请号：CN201910313267.9

申请日：2019-04-18

Applicant: 哈尔滨工业大学 ,  上海空间推进研究所

Inventor： 刘昌国 ,  邬二龙 ,  赵婷 ,  杨海洋 ,  陈锐达 ,  于达仁 ,  章思龙

IPC: F02K9/52 ,  F02K9/56

Abstract: 本发明公开了一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板下方撞击后形成高温燃气回流，所述高温燃气回流贴近燃烧室内壁，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。解决了现有技术的液体火箭发动机喷注器面板的最外圈合成动量角δ过小所造成的边区燃气回流烧蚀喷注器面板问题，本发明适用于较为宽广的工况范围，适用性强，也可以推广到到各种推力范围内双组元液体火箭发动机设计，技术拓展性好。

公开(公告)号：CN116398324A

公开(公告)日：2023-07-07

申请号：CN202211632667.4

申请日：2022-12-19

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 杨海洋 ,  刘昌国 ,  赵婷 ,  潘宏辉 ,  关亮 ,  陈泓宇 ,  陈明亮

IPC: F02K9/60

Abstract: 本发明提供了一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔1与谐振腔2。本发明结构简单，操作方便，利用了发动机喷管和喷注器的对接处，无需像布置声腔时需要占据额外的喷注器空间，因此可以缩小燃烧室直径、提高发动机结构紧凑性，或是在相同燃烧室直径下，在喷注器上布置更多的喷注单元以提高性能，谐振腔设置在尺寸可调的喷管对接面内，除去肋片所占容积外，可最大化谐振腔容积，提高阻尼效果，避免声腔设计时开口面积的限制。

公开(公告)号：CN117703628A

公开(公告)日：2024-03-15

申请号：CN202311787791.2

申请日：2023-12-22

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 刘淑群 ,  陈锐达 ,  李剑锐 ,  施浙杭 ,  杨海洋 ,  王世成 ,  叶奕翔

IPC: F02K9/52 ,  F02K9/58 ,  F02K9/60

Abstract: 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机领域的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。