-
公开(公告)号：CN110514260A
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201910683433.4
申请日：2019-07-26
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于火箭发动机喷注器边区流量的测量设备及方法，其特征在于，包括：控制单元、设备控制台2、液位测量单元4、可调接水管5以及接水罐6；所述控制单元与设备控制台2相连；所述控制单元与液位测量单元4相连；所述液位测量单元4与接水罐6紧固连接；所述液位测量单元4与可调接水管5相连；液位测量单元4的数量为一个或者多个。本发明具有设备结构简单、场地适应性强、通道拓展便捷、人为干扰因素少、测量精度高等优点，可显著提高液体火箭发动机喷注器边区冷却流量测量的工作效率。
-
公开(公告)号：CN110159456A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910305453.8
申请日：2019-04-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。
-
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
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：CN112012850A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010862813.7
申请日：2020-08-25
Abstract: 本发明属于航空航天技术领域，针对涡流燃烧冷壁发动机提供了一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法，给出了另一种组元的喷注位置与方式。该方法根据燃料组元和氧化剂组元燃烧的总包反应式，比较其中的反应物化学计量系数，选择体积流量较大的组元进行切向喷注，喷射另一种组元的喷嘴在燃烧室头部沿周向均匀分布，喷嘴轴线与发动机轴线平行，其分布圆直径为燃烧室直径的0.72倍。本发明的效果和益处是可以显著降低涡流燃烧冷壁发动机喷管内侧的燃气温度，同时不降低发动机性能。
-
公开(公告)号：CN111734557A
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN202010765774.9
申请日：2020-08-03
Inventor： 赵辉 , 施浙杭 , 刘海峰 , 姚锋 , 李伟锋 , 刘昌国 , 代正华 , 吴欣洁 , 许建良 , 郝业峻 , 梁钦锋 , 魏雨昕 , 王辅臣 , 张璐瑶 , 于广锁 , 许毓珊 , 王亦飞 , 陈雪莉 , 郭庆华 , 郭晓镭 , 王兴军 , 刘霞 , 陆海峰 , 龚岩 , 沈中杰 , 丁路 , 赵丽丽
Abstract: 本发明公开了一种凝胶推进剂喷注器及发动机推力室，喷注器包括四个喷嘴，四个喷嘴分别为第一喷嘴、第二喷嘴、第三喷嘴和第四喷嘴，第一喷嘴、第二喷嘴用于喷出燃料凝胶推进剂，第三喷嘴、第四喷嘴用于喷出氧化剂凝胶推进剂，第一喷嘴、第三喷嘴、第二喷嘴、第四喷嘴绕中心轴依次设置，第一喷嘴的喷射方向、第二喷嘴的喷射方向撞击在一起，第三喷嘴的喷射方向、第四喷嘴的喷射方向撞击在一起。将燃料凝胶推进剂和氧化剂凝胶推进剂分别两两倾斜对置，可达到较佳的雾化效果；特别是在燃料凝胶推进剂和氧化剂凝胶推进剂的理化性质差异较大、流变性不同、环境温度变化剧烈等情况下，可取得理想的雾化混合效果，稳定性和可控性良好。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109595096B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201811468151.4
申请日：2018-12-03
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种喷注器声腔热防护装置，包括边区冷却孔和冷却剂自击对，边区冷却孔位于相邻声腔孔之间，周向单圈等间距排列；冷却剂自击对由冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔组成，冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔布置在声腔孔内侧，相同流体介质等孔径设计，周向单圈等间距排列，实现声腔结构的热防护。本发明克服了大推力高室压轨控发动机燃烧过程中喷注器边区燃气回流、声腔烧蚀的问题，改善喷注器结构热防护效果，提高发动机工作可靠性和寿命。
-
公开(公告)号：CN108457768B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201710764237.0
申请日：2017-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种直流冷壁式发动机燃烧室，包括依次连接的燃烧室上盖、燃烧室直线段、喷注段和喷管收敛扩张段，所述喷注段的外壁上沿周向布置有氧化剂集液腔、氧化剂喷注孔、燃料集液腔和燃料喷注孔，氧化剂和燃料分别从氧化剂再生冷却槽道和燃料再生冷却槽道进入氧化剂集液腔和燃料集液腔，然后从氧化剂喷注孔和燃料喷注孔流出形成射流，射流贴近燃烧室直线段内壁面但不与壁面接触，在燃烧室上盖上撞击雾化、掺混和燃烧，经过喷管收敛扩张段排出燃烧室。本发明的燃烧室可提高推进剂燃烧效率和燃烧室热防护能力，燃烧室整体结构简单，易于加工实现。
-
公开(公告)号：CN109973249A
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201910371083.8
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
-
公开(公告)号：CN109854412A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910028418.6
申请日：2019-01-11
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
-
公开(公告)号：CN109827191A
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201910044042.8
申请日：2019-01-17
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。本发明实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
44
records
(took 0.028 seconds)
