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公开(公告)号：CN114962074A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210653136.7
申请日：2022-06-09
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供了一种离心喷注器，涉及火箭发动机技术领域，包括：驱动构件、喷注器主体和调节针阀；通过在喷注器主体内形成旋流室，调节针阀设置于旋流室内，调节针阀与旋流室的内壁之间形成喷口缝隙，驱动构件带动调节针阀在旋流室内直线运动，改变喷注器喷口缝隙的开度，从而实现大范围的流量调节，缓解了现有技术中存在的离心喷注器是通过多集液腔的形式来实现推力变比，流量的调节是阶跃式的，且调节范围小的技术问题。
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公开(公告)号：CN116223046A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211740729.3
申请日：2022-12-31
申请人： 陕西空天动力研究院有限公司 , 北京动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种超临界介质计量方法及调节装置，计量方法包括：S1、获取计量介质实时状态信息，并由此判断出计量介质的实时状态；S2、根据计量介质的不同实时状态，对计量介质的体积流量进行计量；S3、通过介质密度ρ、介质温度和计量所得的体积流量计算出质量流量。本发明能够解决现有超临界介质调节方法适用范围窄的问题。
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公开(公告)号：CN116044537A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211360254.5
申请日：2022-11-02
申请人： 陕西空天动力研究院有限公司 , 北京动力机械研究所
摘要： 本发明涉及液化天燃气LNG冷能转换利用技术领域，特别涉及一种高品位LNG冷能分步式联合利用系统，解决了采用现有冷能回收方法，冷能综合利用效率较低，导致大量能源浪费的问题。该系统的特殊在于：包括第一发电系统、第二发电系统及蓄冷制冷循环系统；第一发电系统为以氮气为工质的布雷顿闭式循环气体透平发电系统，用于实现LNG冷能的第一次释放及利用其发电；第一发电系统包括第一冷却器；第二发电系统为混合工质的朗肯循环发电系统，用于实现LNG冷能的第二次释放及利用其发电；第二发电系统包括第二冷却器；蓄冷制冷循环系统用于实现LNG冷能的第三次释放、储存及利用，并且使LNG气化，用于供给城市管网。
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公开(公告)号：CN110700964A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201911177436.7
申请日：2019-11-25
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种推进剂供应系统、火箭发动机及火箭，涉及燃气推进装置的技术领域。其中，推进剂供应系统包括燃料供应系统、氧化剂供应系统和控制装置，燃料供应系统的管路设置有第一流量调节阀，和/或，氧化剂供应系统的管路设置有第二流量调节阀；第一流量调节阀和第二流量调节阀均与控制装置连接。该推进剂供应系统当实现大的流量调节比时，控制装置通过第一流量调节阀调节燃料的流量，通过第二流量调节阀调节氧化剂的流量，大大减少了管路数量，从而能够减小整体结构，减轻整体重量。此外，由于管路数量减少，燃料或氧化剂的流动路径缩短，燃料或氧化剂在流动过程中的压力损失减小。
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公开(公告)号：CN112431693B
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202011305556.3
申请日：2020-11-19
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种针栓式喷注器、火箭发动机及火箭，涉及运载工具技术领域，该针栓式喷注器包括针栓和套设于针栓的轴套，轴套与针栓之间形成环状的液体通道；液体通道包括沿针栓的轴向设置的中心流道和自激振荡腔；自激振荡腔包括收缩段、突扩段和直圆段，直圆段的流道直径介于收缩段与突扩段之间；中心流道连通收缩段，且中心流道的流道直径大于收缩段的流道直径；针栓的一端与所述轴套的出口端之间形成径向环缝；该火箭发动机包括针栓式喷注器；该火箭机包括火箭发动机。通过该针栓式喷注器，解决了现有技术中存在的在推进剂大流量工况下，径向液膜不易在轴向气流的作用下发生破碎和进一步雾化的技术问题。
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公开(公告)号：CN110700964B
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN201911177436.7
申请日：2019-11-25
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种推进剂供应系统、火箭发动机及火箭，涉及燃气推进装置的技术领域。其中，推进剂供应系统包括燃料供应系统、氧化剂供应系统和控制装置，燃料供应系统的管路设置有第一流量调节阀，和/或，氧化剂供应系统的管路设置有第二流量调节阀；第一流量调节阀和第二流量调节阀均与控制装置连接。该推进剂供应系统当实现大的流量调节比时，控制装置通过第一流量调节阀调节燃料的流量，通过第二流量调节阀调节氧化剂的流量，大大减少了管路数量，从而能够减小整体结构，减轻整体重量。此外，由于管路数量减少，燃料或氧化剂的流动路径缩短，燃料或氧化剂在流动过程中的压力损失减小。
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公开(公告)号：CN111964912B
公开(公告)日：2021-09-17
申请号：CN202010906405.7
申请日：2020-09-01
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种校准装置以及推力测试系统。一种校准装置，靶机构设置于支撑组件上，并朝向发动机；对准机构设置于靶机构与发动机之间；调节机构位于支撑组件的底部，当调节调节机构时，支撑组件的位置会发生相应变化，当支撑组件的位置发生相应变化时，能够带动靶机构的位置发生相应变化，在逐渐调节的过程中，进而使得靶机构与发动机同轴。发动机与支撑组件、靶机构、对准机构以及调节机构没有直接接触，即发动机与其他部件之间不会产生相应的摩擦；利用支撑组件、靶机构、对准机构以及调节机构实现对发动机与靶机构同轴的间接对准调节，进而更适用于发动机间接动力测试系统，装置简单。
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公开(公告)号：CN110714856B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201911177410.2
申请日：2019-11-25
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种喷注器、火箭发动机和火箭，涉及运载工具的技术领域。其中，喷注器包括上底、中底和下底，中底的一侧与上底连接，且中底与上底之间设置有集气腔以及连通集气腔和燃烧室的气体通道，集气腔具有进气口；中底的另一侧与下底连接，且中底与下底之间设置有集液腔，集液腔具有进液口；喷注器还包括针栓，针栓贯穿下底、集液腔和中底，且针栓与下底密封连接，针栓与中底之间设置有用于连通集液腔和燃烧室的液体通道。该喷注器中，气体推进剂能够由进气口进入集气腔，再经气体通道进入燃烧室，液体推进剂能够由进液口进入集液腔，再经液体通道进入燃烧室，即该喷注器能够实现一种气体和一种液体的双组元推进剂的喷注。
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公开(公告)号：CN110714856A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201911177410.2
申请日：2019-11-25
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种喷注器、火箭发动机和火箭，涉及运载工具的技术领域。其中，喷注器包括上底、中底和下底，中底的一侧与上底连接，且中底与上底之间设置有集气腔以及连通集气腔和燃烧室的气体通道，集气腔具有进气口；中底的另一侧与下底连接，且中底与下底之间设置有集液腔，集液腔具有进液口；喷注器还包括针栓，针栓贯穿下底、集液腔和中底，且针栓与下底密封连接，针栓与中底之间设置有用于连通集液腔和燃烧室的液体通道。该喷注器中，气体推进剂能够由进气口进入集气腔，再经气体通道进入燃烧室，液体推进剂能够由进液口进入集液腔，再经液体通道进入燃烧室，即该喷注器能够实现一种气体和一种液体的双组元推进剂的喷注。
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