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公开(公告)号：CN114838385B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202210281759.6
申请日：2022-03-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种自分流复合冷却燃烧室，涉及液体火箭发动机技术领域，提高燃烧室冷却性能。所述的燃烧室，包括外壳体和内壳体，外壳体的第一端设有冷却剂入口，外壳体的第二端设有冷却剂出口；内壳体与外壳体同轴套设连接，外壳体和内壳体之间形成有多个再生冷却通道；再生冷却通道与冷却剂入口和冷却剂出口连通；内壳体的外壁设置有环形分段区，环形分段区设置在第一端与第二端之间，用于将再生冷却通道分隔成相连通的两部分，环形分段区内沿周向设有连通再生冷却通道和内壳体内部的分流孔，用于将再生冷却通道中的部分冷却剂导入内壳体中形成冷却液膜对内壳体的内壁进行冷却。
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公开(公告)号：CN115822817A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211290389.9
申请日：2022-10-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种燃气发生器出口燃气温度均匀性调控装置及燃气发生器。所公开的调整装置端部中心设有挡板和旋流叶片，侧壁上分布有与燃气发生器轴向成一定夹角的通孔的调控装置，该装置安装于燃气发生器内起到强化掺混的温度调控作用，具体可将燃烧室内边区的一种推进剂强制性驱动至中心区域，由于边区的推进剂具有切向旋转的高湍流度，边区推进剂与中心区高温燃气快速掺混、燃烧，不仅显著缩短燃烧室的长度，而且显著提高温度均匀性。
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公开(公告)号：CN114635812A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202210280543.8
申请日：2022-03-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种推力室热防护结构，涉及液体火箭发动机技术领域，以提高现有推力室热防护的能力。所述的一种推力室热防护结构，包括外壳和内壁，内壁采用耐高温合金材质，内壁与外壳之间形成供冷却液从第二端向第一端流通的冷却槽道，内壁的内表面等离子喷涂有热障涂层。本发明的推力室内壁热防护可靠，内壁采用合金基材结合内壁的热障涂层耐高温性能优于常用的内壁结合镍铬镀层的方案，内壁形成的冷却槽道再生冷却性能高且采用热障涂层防护具有良好的隔热效果与高温抗氧化性能。
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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：CN115539251B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202211254449.1
申请日：2022-10-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种抑制振荡燃烧的装置和离心式喷注器燃气发生器。本发明的燃气抑制振荡燃烧的装置可设置在燃气发生器燃烧室末端出口与中间部位位置的一位置处，抑制振荡燃烧的装置可以强化燃烧室内边区“冷”的燃料和中心区高温燃气的掺混。为实现燃气发生器的在极度富燃条件下的稳定燃烧，本发明燃气发生器内的喷注器和抑制振荡燃烧装置可通过实现燃烧室内的分区燃烧、抑制振荡燃烧的装置强化掺混、减少扰动的组织方式，抑制燃烧室内的纵向高频振荡燃烧。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114876668B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202210281766.6
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发动机及其控制方法，涉及航天发动机技术领域，该过氧化氢发动机包括过氧化氢通道和顺次连接的分解室、燃料喷注器和燃烧室，过氧化氢通道的出气口与分解室的进气口连通，还包括燃料进管、过氧化氢进管、第一吹除气体进管、燃料主阀、过氧化氢主阀和第一吹除阀，燃料进管连接在燃料喷注器的进料口，燃料主阀安装在燃料进管上，过氧化氢进管连接在过氧化氢通道的进气口，过氧化氢主阀安装在过氧化氢进管上；第一吹除气体进管连接在过氧化氢主阀的出口端，第一吹除阀安装在第一吹除气体进管上。
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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：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：CN118934344A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202410909490.0
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种燃烧室室压测量结构、燃烧室室压测量方法和燃烧室，涉及燃烧室室压测量技术领域，用于克服现有技术中存在的燃烧室室压测量结构复杂、压力信息损失大和结构可靠性偏低等问题。燃烧室室压测量结构包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、引压管、接管嘴和压力传感器，接管嘴的腔体与引压管连通，燃烧室外壁上的冷却孔与冷却通道连通和接管嘴连通。压力传感器用于检测接管嘴的腔体内的压力。燃烧室室压测量方法包括获取冷却孔的直径#imgabs0#、引压管的内径#imgabs1#以及冷却剂在冷却孔的与冷却通道连通的一端的压力值和冷却剂在引压管与燃烧室腔体连通的一端的压力值之间的差值#imgabs2#；获取接管嘴的腔体内的实测压力值#imgabs3#；根据#imgabs4#、#imgabs5#和#imgabs6#修正实测压力值#imgabs7#，得到燃烧室室压P。
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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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