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公开(公告)号：CN116044613B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202210910203.9
申请日：2022-07-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及了一种液氧煤油燃气发生器挤压试车系统和方法，包括氧化剂供应系统、燃料供应系统、燃烧组件系统以及吹除系统；燃烧组件系统包括燃气发生器、涡轮盖、火药起动器、烟火点火器、排气管，涡轮盖的入口分别与燃气发生器和火药起动器连接，涡轮盖出口连接排气管，燃气发生器头部中心连接烟火点火器；氧化剂供应系统向燃气发生器中输入氧化剂，燃气供应系统向燃气发生器中输入燃烧剂；吹除系统对管路进行吹除。本发明经过热试车验证，获取了燃气发生器处于发动机状态环境下的工作特性、高温燃气在涡轮腔道的流动特性，火药起动器强迫起动与燃气发生器接力工作特性，同时为整机点火起动方案的确定提供了数据支撑。
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公开(公告)号：CN116696605A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310910178.9
申请日：2023-07-24
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明公开了一种高均流的燃气整流结构及发动机，以解决燃气发生器与推力室之间的燃气通道没有整流作用，高速、不均匀来流燃气的整流难以满足均流要求，对压力脉动的阻尼作用也较弱的问题。具体包括整流导管、第一整流板、第二整流板和燃气喷前腔体；整流导管入口端与燃气发生器同轴连接；所述第一整流板和第二整流板沿整流导管入口至出口的方向依次同轴设置在整流导管内，第一整流板和第二整流板均用于减速和均匀燃气；燃气喷前腔体同轴安装在整流导管的出口端，用于与推力室同轴连接。本发明相比发动机常规整流栅来说，高均流的多层整流结构适应来流速度更高，适应燃气温度均匀性的均流效果更好，对来流燃气压力振荡的阻尼效果很好。
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公开(公告)号：CN116857086A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310817804.X
申请日：2023-07-05
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种开式循环液氧煤油发动机推力室结构，具体涉及一种推力室喉部连接结构及其加工方法，解决现有推力室喉部结构强度不足的技术问题。该推力室喉部连接结构，包括波纹板、衬板、第一加强环以及第二加强环；波纹板设置于推力室中段和尾喷管对接环腔内，且一端与推力室中段的内壁固连，另一端与尾喷管的内壁固连；衬板设于推力室中段的外壁和尾喷管的外壁之间，一端与推力室中段的外壁固连，另一端与尾喷管的外壁固连；第一加强环的两端分别与推力室中段的外壁和尾喷管的外壁固连；第二加强环的两端分别与推力室中段的外壁和尾喷管的外壁固连，使得推力室中段和尾喷管的连接强度更高，工艺方法更简单。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN116378853A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310453481.0
申请日：2023-04-25
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种推力室撞击式喷注器。包括喷注器主体，喷注器主体内沿轴向依次设有第一氧化剂流通通道、组元流通通道分布层和组元腔分布层；组元流通通道分布层设有多个燃料流通通道和多个第二氧化剂流通通道，且燃料流通通道与第二氧化剂流通通道间隔分布；组元腔分布层分布有多个氧化剂腔和多个燃料腔，氧化剂腔和燃料腔间隔分布；为防止氧化剂及燃料窜腔，燃料与氧化剂流通通道及分布腔均采取隔腔设计；氧化剂和燃料分别从氧化剂入口和燃料入口进入后，氧化剂沿轴向的流通通道流入氧化剂腔；燃料通过若干个沿径向均布的流通通道流入燃料腔，最终通过相应氧化剂出孔和燃料出孔喷出。本发明的喷注器可采用分体结构，喷注器主体选用不锈钢，出口的隔板采用铜合金材料，提高喷注器的使用寿命。
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公开(公告)号：CN118855607A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411005934.4
申请日：2024-07-25
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种大推力液氧煤油发动机推力室点火结构及推力室，解决了现有发动机推力室存在点火可靠性差、成本高的问题。具体包括沿周向设置在喷注器上端的环形集液槽、沿周向均布在喷注器内部的且底部密封的N个点火喷嘴前腔道、沿周向嵌装在喷注器侧壁且与N个点火喷嘴前腔道一一对应的N个导管，以及沿周向开设在喷注器内的点火喷嘴；N≥1且为整数；集液槽顶部盖装有环形槽盖；槽盖上设有点火剂入口；导管两端分别与集液槽和对应点火喷嘴前腔道连通；点火喷嘴的轴线与所述喷注器面的夹角为a，且a的取值与喷注器下端隔板伸入燃烧室的轴向长度H、喷注器面的直径Φ的关系满足：#imgabs0#点火喷嘴的出口端位于喷注器面边缘下方处。
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公开(公告)号：CN117189420A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202310981886.1
申请日：2023-08-04
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种开式循环液氧煤油发动机长隔板及其加工方法，具体涉及一种火箭发动机推力室长隔板及其加工方法、冷却方法，解决现有推力室长隔板容易烧蚀的技术问题。该火箭发动机推力室长隔板，包括2N个π形板组合体、外圆筒和内圆筒；所述外圆筒同轴套设于内圆筒外部，且外圆筒与内圆筒之间形成第一冷却腔；2N个π形板组合体沿外圆筒圆周均匀设置，且每个π形板组合体与第一冷却腔连通；其中N个π形板组合体用于引入冷却剂，N个π形板组合体用于排出冷却剂，N为大于等于2的整数。本发明冷却方法，使得长隔板结构布局更紧凑，流阻较小。
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公开(公告)号：CN116044613A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202210910203.9
申请日：2022-07-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及了一种液氧煤油燃气发生器挤压试车系统和方法，包括氧化剂供应系统、燃料供应系统、燃烧组件系统以及吹除系统；燃烧组件系统包括燃气发生器、涡轮盖、火药起动器、烟火点火器、排气管，涡轮盖的入口分别与燃气发生器和火药起动器连接，涡轮盖出口连接排气管，燃气发生器头部中心连接烟火点火器；氧化剂供应系统向燃气发生器中输入氧化剂，燃气供应系统向燃气发生器中输入燃烧剂；吹除系统对管路进行吹除。本发明经过热试车验证，获取了燃气发生器处于发动机状态环境下的工作特性、高温燃气在涡轮腔道的流动特性，火药起动器强迫起动与燃气发生器接力工作特性，同时为整机点火起动方案的确定提供了数据支撑。
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