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公开(公告)号：CN113339160B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202110762741.3
申请日：2021-07-06
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及推力室喷注器，具体涉及一种液氧甲烷推力室喷注器，以解决目前在液氧甲烷喷注器工作过程中，由于液氧和甲烷均属于液态低温推进剂，采用的直流剪切式喷嘴或撞击式喷注器结构，会导致推力室喷注器推进剂掺混效果差，燃烧效率不足的问题。一种液氧甲烷推力室喷注器，包括多个喷注单元、中底、以及在中底上同轴依次设置的顶盖、导流器和内底；多个喷注单元均固定在中底、导流器和内底上；顶盖、中底和多个喷注单元之间形成液氧腔，中底、内底和多个喷注单元之间形成甲烷腔；多个喷注单元均采用带缩进室的喷嘴，所述喷嘴包括中心区喷嘴、主燃区喷嘴、边区喷嘴。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107061050A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710261984.2
申请日：2017-04-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种脉冲枪，专门适用于小推力轨姿控液体火箭发动机燃烧稳定性评估的试验装置。解决传统脉冲枪传爆环节多、耗时长，结构复杂的技术问题。所提供的脉冲枪，包括起爆装置和壳体组件；起爆装置包括起爆器本体、压环和挡药片；起爆器本体的输出端为凸台，凸台中心设置台阶孔；上述压环固定安装在所述台阶孔的大孔空腔内；上述挡药片设置在所述台阶孔的大孔出口处并密封安装在压环上；上述台阶孔的小孔的空腔内填充始发药，上述压环的空腔内填充输出药；上述壳体组件包括壳体和爆破膜片；壳体内腔的一端为直径扩大了的联接端，上述联接端与起爆器本体的输出端凸台螺纹联接；爆破膜片密封设置在壳体内腔另一端。
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公开(公告)号：CN113339160A
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202110762741.3
申请日：2021-07-06
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及推力室喷注器，具体涉及一种液氧甲烷推力室喷注器，以解决目前在液氧甲烷喷注器工作过程中，由于液氧和甲烷均属于液态低温推进剂，采用的直流剪切式喷嘴或撞击式喷注器结构，会导致推力室喷注器推进剂掺混效果差，燃烧效率不足的问题。一种液氧甲烷推力室喷注器，包括多个喷注单元、中底、以及在中底上同轴依次设置的顶盖、导流器和内底；多个喷注单元均固定在中底、导流器和内底上；顶盖、中底和多个喷注单元之间形成液氧腔，中底、内底和多个喷注单元之间形成甲烷腔；多个喷注单元均采用带缩进室的喷嘴，所述喷嘴包括中心区喷嘴、主燃区喷嘴、边区喷嘴。
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公开(公告)号：CN113202656A
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202110592285.2
申请日：2021-05-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及一种可提高推进剂充填同步性的导流板、喷注器，以解决现有喷注器燃料腔导流板使得燃料充填为单向且行程较长，导致喷注器充填同步性降低和起动时工作稳定性降低的技术问题。导流板包括导流板本体、设置在导流板本体中心区域的中心孔、圆周均布在导流板本体边缘区域的多个边区分流孔，以及多个喷嘴安装孔，多个边区分流孔的总面积与中心孔面积之比为20％～30％；喷注器包括喷注器面、设置在喷注器面的多个喷嘴、燃料腔及上述导流板，导流板安装在燃料腔中且将燃料腔分割为燃料上腔和燃料下腔，多个喷嘴分别贯穿燃料腔，且在燃料腔中从对应的喷嘴安装孔穿过。本发明可兼顾喷注器面的冷却以及燃料充填的速度。
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公开(公告)号：CN113202656B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202110592285.2
申请日：2021-05-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及一种可提高推进剂充填同步性的导流板、喷注器，以解决现有喷注器燃料腔导流板使得燃料充填为单向且行程较长，导致喷注器充填同步性降低和起动时工作稳定性降低的技术问题。导流板包括导流板本体、设置在导流板本体中心区域的中心孔、圆周均布在导流板本体边缘区域的多个边区分流孔，以及多个喷嘴安装孔，多个边区分流孔的总面积与中心孔面积之比为20％～30％；喷注器包括喷注器面、设置在喷注器面的多个喷嘴、燃料腔及上述导流板，导流板安装在燃料腔中且将燃料腔分割为燃料上腔和燃料下腔，多个喷嘴分别贯穿燃料腔，且在燃料腔中从对应的喷嘴安装孔穿过。本发明可兼顾喷注器面的冷却以及燃料充填的速度。
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公开(公告)号：CN107061050B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201710261984.2
申请日：2017-04-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种脉冲枪，专门适用于小推力轨姿控液体火箭发动机燃烧稳定性评估的试验装置。解决传统脉冲枪传爆环节多、耗时长，结构复杂的技术问题。所提供的脉冲枪，包括起爆装置和壳体组件；起爆装置包括起爆器本体、压环和挡药片；起爆器本体的输出端为凸台，凸台中心设置台阶孔；上述压环固定安装在所述台阶孔的大孔空腔内；上述挡药片设置在所述台阶孔的大孔出口处并密封安装在压环上；上述台阶孔的小孔的空腔内填充始发药，上述压环的空腔内填充输出药；上述壳体组件包括壳体和爆破膜片；壳体内腔的一端为直径扩大了的联接端，上述联接端与起爆器本体的输出端凸台螺纹联接；爆破膜片密封设置在壳体内腔另一端。
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