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公开(公告)号：CN115596572B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202211338569.X
申请日：2022-10-28
IPC分类号： F02K9/56
摘要： 本发明涉及航空航天技术领域，提供一种液体火箭、液体火箭发动机推进剂混合比调节系统及方法。液体火箭发动机推进剂混合比调节系统包括：传动机构、磁阻式步进电机和控制器；传动机构用于与推进剂阀的阀芯相连；磁阻式步进电机与传动机构相连，用于驱动传动机构调节阀芯的开度；控制器与磁阻式步进电机电连接，控制器被配置为以设定控制频率向磁阻式步进电机发送脉冲信号，并控制磁阻式步进电机的通电时序，驱动磁阻式步进电机正转或反转。本发明采用磁阻式步进电机以及开环控制的方式，能够保证电机输出力矩无衰减，提高系统的混合比调节精度、稳定性和可靠性。
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公开(公告)号：CN117028306A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311147409.1
申请日：2023-09-06
摘要： 本申请实施例提供了一种诱导轮以及涡轮泵，用以进一步提高诱导轮的抗空蚀性能。该诱导轮适用于液体火箭发动机，该诱导轮包括：转动轴，以及固定于转动轴的叶片；叶片对应的第一展开面包括第一区域，第一展开面位于第一区域的部分呈曲线状；第一展开面为下述平面图形：叶片在轴半径上被转动轴的圆柱面截断所得的第一截断面，经展开而成的平面图形。本申请实施例提供的诱导轮以及涡轮泵，能够进一步提高诱导轮的抗空蚀性能。
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公开(公告)号：CN115263605B
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211186786.1
申请日：2022-09-28
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供一种针栓喷注器、火箭发动机和液体火箭。针栓喷注器包括：针栓内筒，有中心流道；针栓头部，安装于针栓内筒的端部，针栓头部与针栓内筒限定出第一喷嘴，针栓头部形成冷却流道，且冷却流道的一端连通中心流道，另一端形成冷却出口；冷却流道内安装有冷却装置，冷却装置与冷却出口限定出第二喷嘴，冷却装置与针栓头部的外表面限定出喷射流道；第二喷嘴通过喷射流道向针栓头部的外表面喷射，并在针栓头部的外表面上形成冷却用的液膜。本发明提出的针栓喷注器，推进剂可以在针栓头部的外表面上形成液膜冷却结构，实现了更好的冷却和防护，避免针栓头部的外表面受到高温烧蚀，实现了低成本、高可靠性、高燃烧效率的设计。
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公开(公告)号：CN115596572A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211338569.X
申请日：2022-10-28
申请人： 北京星河动力装备科技有限公司(CN) , 星河动力(北京)空间科技有限公司(CN) , 安徽星河动力装备科技有限公司(CN) , 江苏星河航天科技有限公司(CN) , 星河动力(山东)航天科技有限公司(CN)
IPC分类号： F02K9/56
摘要： 本发明涉及航空航天技术领域，提供一种液体火箭、液体火箭发动机推进剂混合比调节系统及方法。液体火箭发动机推进剂混合比调节系统包括：传动机构、磁阻式步进电机和控制器；传动机构用于与推进剂阀的阀芯相连；磁阻式步进电机与传动机构相连，用于驱动传动机构调节阀芯的开度；控制器与磁阻式步进电机电连接，控制器被配置为以设定控制频率向磁阻式步进电机发送脉冲信号，并控制磁阻式步进电机的通电时序，驱动磁阻式步进电机正转或反转。本发明采用磁阻式步进电机以及开环控制的方式，能够保证电机输出力矩无衰减，提高系统的混合比调节精度、稳定性和可靠性。
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公开(公告)号：CN115263605A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211186786.1
申请日：2022-09-28
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供一种针栓喷注器、火箭发动机和液体火箭。针栓喷注器包括：针栓内筒，有中心流道；针栓头部，安装于针栓内筒的端部，针栓头部与针栓内筒限定出第一喷嘴，针栓头部形成冷却流道，且冷却流道的一端连通中心流道，另一端形成冷却出口；冷却流道内安装有冷却装置，冷却装置与冷却出口限定出第二喷嘴，冷却装置与针栓头部的外表面限定出喷射流道；第二喷嘴通过喷射流道向针栓头部的外表面喷射，并在针栓头部的外表面上形成冷却用的液膜。本发明提出的针栓喷注器，推进剂可以在针栓头部的外表面上形成液膜冷却结构，实现了更好的冷却和防护，避免针栓头部的外表面受到高温烧蚀，实现了低成本、高可靠性、高燃烧效率的设计。
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公开(公告)号：CN115263606B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211161942.9
申请日：2022-09-23
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明提供一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。发动机推力室包括：壳体，内部限定出燃烧室；若干个冷却喷嘴，固定于壳体，冷却喷嘴和壳体共同限定出过流通道，过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，第一导流段连通第一出流孔，第二导流段连通第二出流孔；第一导流段平行于燃烧室的径向且相对于燃烧室的内壁倾斜设置，第二导流段相对于燃烧室的径向和轴向均倾斜设置。本发明提出的发动机推力室，可以提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的燃烧效率。
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公开(公告)号：CN115263606A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211161942.9
申请日：2022-09-23
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明提供一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。发动机推力室包括：壳体，内部限定出燃烧室；若干个冷却喷嘴，固定于壳体，冷却喷嘴和壳体共同限定出过流通道，过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，第一导流段连通第一出流孔，第二导流段连通第二出流孔；第一导流段平行于燃烧室的径向且相对于燃烧室的内壁倾斜设置，第二导流段相对于燃烧室的径向和轴向均倾斜设置。本发明提出的发动机推力室，可以提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的燃烧效率。
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