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公开(公告)号：CN109441666A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811275695.9
申请日：2018-10-30
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
Abstract: 本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，在第一燃烧室壳体的轴向上第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件和喷管依次连接，药柱安装在第一燃烧室壳体内，在药柱内形成有第一燃烧腔，氧化剂喷射组件包括集料腔外壳，集料腔外壳的中部形成有连通第一燃烧腔和喷管的连通腔，在集料腔外壳内还形成有第一进料通道，连通腔具有形成该连通腔的壁，第一进料通道具有形成于壁上的氧化剂喷口，第一进料通道与连通腔通过氧化剂喷口连通，连通腔为圆柱形腔体，第一进料通道的外侧母线与壁相切。本申请提供尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，以解决目前固液混合火箭发动机的燃面退移速度较慢的技术问题。
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公开(公告)号：CN106194502B
公开(公告)日：2018-03-02
申请号：CN201610562147.9
申请日：2016-07-15
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
Abstract: 本发明公开一种固液姿控火箭发动机，包括：氧化剂输送系统、直动式电磁阀、蜂窝式催化床、燃烧室与喷管。输送系统采用氮气挤压式供给过氧化氢，由直动式电磁阀控制过氧化氢的供给量，使得固液姿控发动机能够快速响应；采用蜂窝式催化床催化，氧化剂分解产生高温氧气，通过喷注面板进入燃烧室；端燃药柱中间开有6个通道，高温氧气经过这些通道到达药柱断面，与HTPB分解的产物1‑3丁二烯发生燃烧反应，发动机开始工作。本发明采用双模式工作，兼具了单组元姿控发动机结构简单、可靠性高和双组元姿控发动机比冲高、开关迅速的优点；且结构简单、成本低、安全性好、环保性好。
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公开(公告)号：CN105888883B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201610302627.1
申请日：2016-05-09
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种过氧化氢流量精确控制电磁阀，具体是一种与文氏管相结合的适用于高浓度过氧化氢的先导式电磁阀，包括阀体、电磁阀芯、文氏管与先导阀。电磁阀芯设置在阀体内，由弹簧弹力控制将阀体出口封堵。推进剂经文氏管，进入阀腔，然后进入大直径进液通道。先导阀通过电磁线圈控制衔铁吸合阀芯，使先导阀芯与小直径出液通道的进液端分离，推进剂进而经先导阀体上的液腔后，再经出液通道流至阀体出口。由此，阀体出口处压力增加，通过压差作用，可使电磁阀芯与阀体出口间分离，进而使推进剂可直接由电磁阀体内流至阀体出口。本发明的优点为：结构紧凑，节省空间；且精度高，响应快，与过氧化氢二级相容，流量控制方便。
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公开(公告)号：CN107044552A
公开(公告)日：2017-08-15
申请号：CN201710044280.X
申请日：2017-01-19
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开一种过滤式膜片阀，其壳体入口端至出口端依次为入口嘴安装段、膜片安装段、膜片贴壁段、过渡段、过滤网安装段与出口嘴安装段。其中，入口嘴安装段、膜片安装段、过滤网安装段与出口嘴安装段分别安装入口嘴、膜片、过滤网组件与出口嘴。膜片朝向入口嘴一面为刻槽面，刻槽面周向上刻有三角形截面的圆弧槽，膜片在大于破裂压力下沿圆弧槽破裂贴在膜片贴壁段壁面；过渡段为中部具有环形突起收缩段；过滤网组件具有筒状结构滤网骨架，朝向入口嘴一端封闭；滤网骨架侧壁周向上开孔；且外壁与过滤网安装段内壁间具有间隙，形成推进剂流道。本发明的优点为：密封性好、相容性好、可靠性好，适用于中小型过氧化氢固液火箭发动机输送系统。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107035568A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201710197270.X
申请日：2017-03-29
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种过氧化氢固液火箭发动机分区域快速响应催化床，将过氧化氢分为启动路和工作路供给。启动路喷注压降大，充分雾化后与催化床接触，快速分解，放出大量热量；工作路滞后喷入催化床，在高温催化床的作用下快速分解，产生高温气体进入燃烧室与药柱发生燃烧反应。燃烧室建压完成后，启动路关闭，并迅速进行短时间吹除。分两路极大的加快过氧化氢的催化分解速度，降低过氧化氢催化分解延迟时间，加快固液火箭发动机的点火启动过程，有利于固液火箭发动机在上面级、临近空间飞行器等领域的应用。
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公开(公告)号：CN105042152B
公开(公告)日：2017-07-21
申请号：CN201510229708.9
申请日：2015-05-07
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出一种高压大流量高精度紧凑型二级减压器，包括活塞式一级减压器和膜片式二级减压器。减压器设计紧凑，一级粗调，二级精调，通过增大通道直径和阀芯作用面积，增大流量和减压器出口压力控制精度。减压器外壳采用比强度高的铝合金，阀芯采用铜合金与氟塑料密封，减压器入口出口采用37度航天标准，便于与管路连接，可以使管路更加紧凑，便于在航天上使用。改减压器可以在入口压力40‑6MPa的范围内变化时，输出氮气流量小于100g/s的情况下，保证输出稳定在3.5±0.1MPa的范围内变化，保证航天输送系统流量稳定。
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公开(公告)号：CN106870206A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201710196867.2
申请日：2017-03-29
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
CPC classification number: F02K9/72
Abstract: 本发明公开了一种快速响应固液火箭发动机组合药柱，适用于多次快速启动固液火箭发动机。包括前端阻燃层、前易燃段、后高能段。前易燃段，选用低燃点药柱，如石蜡基燃料，后高能段，段选用高性能药柱，如含铝粒子的段羟基聚丁二烯燃料。前易燃段和后高能段采用浇筑或增材制造的方式一体化成形。本发明一种快速响应固液火箭发动机组合药柱，兼具固液火箭发动机固体药柱高性能、快速响应的优点。
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公开(公告)号：CN106870205A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201710044584.6
申请日：2017-01-19
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
CPC classification number: F02K9/72
Abstract: 本发明中公开一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体。所述燃料药柱为两段几何外形相同的双孔形药柱，两段药柱旋转30°‑60°的角度装填。在两段药柱之间设置中间腔，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，中间腔外壁面与发动机燃烧室壳体内壁面粘接。发动机工作时，由于两段药柱旋转装填，氧化剂和燃料在燃烧室内的行程得以延长，同时由于中间腔的存在和后段药柱端面的阻碍作用，氧化剂和燃料可以进行更加充分的混合燃烧，从而有效提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率。
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公开(公告)号：CN106837608A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710214237.3
申请日：2017-04-01
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/72
CPC classification number: F02K9/72
Abstract: 本发明公开一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，包括由前至后依次同轴相连的发动机头盖、燃烧室壳体与喷管壳体。氧化剂通过发动机头盖前端的进气通道进入燃烧室，燃烧室中装填有分段端燃药柱，各段药柱上都设置一定数目的喷注孔，相对应的喷注孔均同轴设计，喷注孔直径不同。氧化剂通过喷注孔到达分段端燃药柱的后端面进行端面燃烧，药柱后端面整体退移。燃烧之后的高温高压燃气通过拉瓦尔喷管膨胀并加速喷出，产生反作用推力。在氧化剂流量恒定的情况下，只要控制好不同段药柱的长度和喷注孔的直径就能做到稳定、精确变推力。
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