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公开(公告)号：CN118224014A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410314526.0
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，属于固体火箭发动机药柱头部满装填技术领域。连接结构包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；金属壳体的内表面上加工环形凹槽，环形凹槽的底面与固定体绝热层的端面平齐，两者共同构成容纳尾部环形点火装置空腔的底面；尾部环形点火装置装入金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔内，尾部环形点火装置的圆柱形凸台嵌入固定体绝热层的圆柱形凹槽内，螺钉穿过圆柱形凹槽上径向的通孔将尾部环形点火装置与固定体绝热层锁紧，绝热堵头安装在径向通孔的入口处将其封闭。本发明能够将尾部环形点火装置可靠固定，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度。
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公开(公告)号：CN118188220A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410384552.0
申请日：2024-04-01
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种用于RBCC发动机引射模态的全流道，由自前向后依次连通的进气道、隔离段、燃烧室、喷管组成；隔离段靠近进气道处设置有燃料支板；隔离段与燃烧室的连通处设置有引射火箭；燃烧室与喷管的连通处设置有外置火箭；本发明在兼顾多模态的同时，具有更高的引射比和二次燃烧效率，进而提升了发动机的推力和比冲。
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公开(公告)号：CN118066037A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410503727.5
申请日：2024-04-25
Applicant: 北京中科宇航技术有限公司
Abstract: 本申请公开了一种110吨针栓式液氧煤油发动机燃气发生器，涉及航天技术领域，包括：下壳和上壳；其中，下壳至少包括：下壳体、燃料环腔、燃料入口、点火剂环腔、点火剂入口、多条下燃料纵向流道和多个点火剂管道；上壳至少包括：上壳体、液氧入口、液氧吹除口、喷管机构和多条上燃料纵向流道；上壳体的下端与下壳体的上端连接，且多条上燃料纵向流道分别与多条下燃料纵向流道一一连通，喷管机构与下容纳空腔连通。本申请具有结构简单、液氧流道流动特性好、流阻小和燃烧效果好的技术效果。
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公开(公告)号：CN117869128A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037290.0
申请日：2024-01-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于高性能固体火箭发动机喷管的双层背衬结构，包括尾管壳体、碳碳喉衬和双层背衬结构，上述部件均为轴对称回转结构部件；双层背衬结构为整体缠绕成型的结构件，其内层为碳纤维背衬层，外层为高硅氧背衬层，碳纤维背衬层内侧与碳碳喉衬配合，高硅氧背衬层外侧与尾管壳体配合。碳纤维背衬层是由碳纤维布带和酚醛树脂缠绕固化成型，高硅氧背衬层是由高硅氧布带和酚醛树脂在碳纤维背衬层上接续缠绕固化成型，通过两次缠绕成型固化形成一个整体的双层背衬结构。由此可有效提高发动机工作过程中喷管的背衬结构的防碳化性能与支撑能力，进而提高喷管的可靠性，降低风险。
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公开(公告)号：CN116006360B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202211542546.0
申请日：2022-12-03
Applicant: 中国科学院力学研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种异形拉瓦尔微喷管，包括喷管座、喷管芯；其特点是：所述的喷管座下端的管壁上开设有异形拉瓦尔微喷管收缩段、喉部、扩张段，还开设有内螺纹；所述的喷管芯上半部分设有外螺纹、下半部分设有锥尖部，该锥尖部的尺寸和异形拉瓦尔微喷管收缩段、喉部、扩张段的尺寸相匹配，能够在异形拉瓦尔微喷管收缩段、异形拉瓦尔微喷管喉部、异形拉瓦尔微喷管扩张段组成的通道内做伸缩运动；该喷管芯中心处设有内六角接口兼气路通道，在内六角接口兼气路通道的尽头设有接续于该通道并与该通道垂直的横跨喷管芯的喷管芯气路通道。本发明旋转喷管芯可以使微喷管喉部特征尺寸在微米至上百微米的范围无级调节，无需额外加工其他尺寸的喷管。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117722293A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202410179513.7
申请日：2024-02-18
Applicant: 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
Abstract: 本发明属于空间推进领域，具体涉及了一种锥形连续旋转爆震空间轨控发动机，旨在解决燃烧效率提升空间有限的问题。本发明包括：中心盖板、内锥件、外环件和喷管；中心盖板与内锥件同轴固定，内锥件与外环件同轴固定，外环件与喷管同轴设置且可拆卸固定；中心盖板与内锥件之间形成氧化剂腔，氧化剂腔与氧化剂喷射口连通，氧化剂喷射口开设在内锥件上；内锥件与外环件之间形成燃料剂腔，燃料剂腔与燃料剂喷射口连通，燃料剂喷射口开设在内锥件上；喷管用于为氧化剂和燃料剂提供燃烧区域并实现连续旋转爆震。本发明燃烧室室压得到提高，比冲进一步增大，结构简单紧凑、稳定性好。
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公开(公告)号：CN117669079A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311634086.9
申请日：2023-11-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/14
Abstract: 本发明涉及航天推进器技术领域，具体涉及一种塞式喷管的设计方法及发动机，本方法包括：获取塞式喷管在每个压强比下对应的截面的燃气参数；获取各个燃气参数的拟合函数；获取塞式喷管的每个截面对应的马赫数；获取引射火箭的理论特征速度；获取塞式喷管的喉部面积；获取塞式喷管的每个截面对应的截面面积；获取塞式喷管的每个截面对应的第一夹角、第二夹角、特征线长度以及截面面积；获取塞式喷管的型面。本发明的塞式喷管的型面更符合实际工作状况，设计精度更高，相比较传统的塞式喷管，基于本发明的塞式喷管的引射火箭的占空比更小，从而提高RBCC发动机的推力。
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公开(公告)号：CN117287314A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311179956.8
申请日：2023-09-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机用反推结构，包括：复合材料壳体、反推装置和连接结构；其中，反推装置通过穿舱孔安装在复合材料壳体上，并通过连接结构进行补强连接，用于实现发动机反推功能。本发明所述的固体火箭发动机用反推结构，解决了传统反推装置结构复杂、布局空间大、火箭装置级间分离慢等问题，有效提升了发动机结构整体性与空间利用率。
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公开(公告)号：CN117195388A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202310957363.3
申请日：2023-08-01
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及火箭发动机喷管及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题。本发明提供的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力型面设计方法，通过寻找控制压力型面起始点及控制压力型面起始线、控制壁面压力分布、设计壁面单元点及其右行特征线、截取基础喷管段型面来保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使喷管在低空状态下也处于满流状态，避免出现模态转换过程，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。
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公开(公告)号：CN117052564A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311114447.7
申请日：2023-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机再生冷却喷管，为解决现有喷管尾缘的“非冷却段”需要承受本机及相邻发动机产生的辐射和热载荷，造成局部温度过高，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效等问题，而提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制作方法，包括喷管内侧板、喷管尾缘板和喷管外侧板，喷管内侧板的外壁上设置有多个矩形长肋片和矩形短肋片；矩形长肋片和矩形短肋片均为直肋，相邻的矩形长肋片和矩形短肋片之间形成用于流通推进剂的冷却通道，喷管内侧板延伸段沿矩形长肋片的端头进行翻边形成喷管尾缘板和喷管外侧板；喷管尾缘板的内壁与矩形长肋片的端头贴合连接，并与矩形短肋片的端头之间形成用于推进剂掉转流动方向的冷却通道弯头。
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