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公开(公告)号：CN117605593A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202410001546.2
申请日：2024-01-02
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本申请公开了一种双流量可调旋流针栓喷注器及液体火箭发动机，涉及液体火箭技术领域，包括：燃烧室基体，设置有第一腔体、第二腔体和第三腔体；第一腔体和和第二腔体之间设置有用于隔断的隔板，第二腔体上设置有第二推进剂入口，第二腔体与第三腔体之间设置有第二推进剂出口；针栓柱段，与第一腔体的盖板固定连接；针栓柱段伸出燃烧室基体外的一侧设置有第一推进剂入口，针栓柱段内设置有多条螺旋槽道，针栓柱段伸入第三腔体的一侧的外壁环向设置有多个第一推进剂出口a，第一推进剂通过多个第一推进剂出口a周向放射喷出，与从第二推进剂出口直线喷出的第一推进剂充分混合；调节组件，用于控制第一推进剂出口a和第二推进剂出口的开度。
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公开(公告)号：CN115929511A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310038349.3
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机的推力系统，包括塞芯以及依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和推力室主体，通过控制扩径段的外径以及缩径段的内径得到作业工况下所要求的喷焰间隙，形成高温燃气喷出的有效喉部，塞芯上扩径段的型面与推力室主体上缩径段的型面构成气动塞式的喷射结构，在结构上替代了现有技术中推力室主体尾部的大尺寸扩口结构，因为长度更短的推力室主体结构减少了火箭级间的结构重量，在给定推力室主体的长度情况下，通过性能的提高而大幅增加火箭的有效载荷；而且不管发动机是在海平面、低空还是高空的工况下，推力室主体都不会因燃气欠膨胀而产生推力和比冲损失。
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公开(公告)号：CN112128021A
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN202010993651.0
申请日：2020-09-21
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明属于液体发动机冷却技术领域，公开了一种气体的混合结构，包括：环形混合箱体；环形混合箱体通过其内部设置的第一隔板和第二隔板分隔成沿环形混合箱体的轴向相邻布置的第一、第二以及第三气腔；第一气腔上开设有第一进气口，第二气腔上开设有第二进气口，第三气腔上开设有出气口；第一隔板上开设有第一导向流道连通第一气腔和第二气腔；第二隔板上开设有第二导向流道连通第二气腔和第三气腔；其中，第一导向流道内设置有第一导向面，第一导向面的导流方向为沿环形混合箱体的轴向以及周向的综合方向；第二进气口的进气方向为沿环形混合箱体的径向。本发明提供的气体的混合结构能够实现高低温甲烷的混合温度均匀性和稳定性。
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公开(公告)号：CN111811739A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010919864.9
申请日：2020-09-04
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室气密工装及其试验方法，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中的气密工装无法用于多种液体火箭发动机推力室试验的技术问题。该气密工装包括顶推装置、密封装置与固定装置，密封装置连接于顶推装置上；顶推装置螺纹连接在固定装置上；密封装置与顶推装置之间设置有密封座，密封装置连接在密封座上，密封座与顶推装置之间转动连接。本发明的液体火箭发动机推力室气密工装结构简单、操作方便，通过顶推装置将密封装置紧密贴合于推力室内部的喉部位置，能够有效实现液体火箭发动机推力室喉部的密封，更换不同尺寸的密封装置对不同直径的喉部位置进行密封，提高了气密工装液气压试验的适应性。
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公开(公告)号：CN112096539B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202010993154.0
申请日：2020-09-21
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明属于液体发动机冷却技术领域，公开了一种液体火箭发动机用混合结构，包括：环形混合箱体以及高温进气箱体；环形混合箱体通过其内部设置的隔板分隔成沿环形混合箱体的轴向相邻布置的第二气腔以及第三气腔；第二气腔上开设有第二进气口，第三气腔上开设有出气口；隔板上开设有第二导向流道，第二导向流道连通第二气腔和第三气腔；高温进气箱体沿环形混合箱体的径向固定在环形混合箱体的顶部并通过设置在第二气腔上的第一导向流道与第二气腔连通，高温进气箱体上开设有第一进气口；其中，第一导向流道与第二进气口相对设置。本发明提供的液体火箭发动机用混合结构能够避免混合装置劣化推力室结构强度。
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公开(公告)号：CN112065606A
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN202011006531.3
申请日：2020-09-23
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机燃烧室外壁及其装配工艺，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中喉部段的夹层结构设计不利于液体火箭发动机燃烧室生产装配的技术问题。包括直筒段、喉部段与扩张段，直筒段与扩张段分别为整体式结构，扩张段的最小内径大于直筒段的内径；喉部段为分体式结构，喉部段整体呈拉瓦尔管形状；直筒段、喉部段与扩张段的端部之间均设置有滑动对接的定位连接部。本发明的直筒段、喉部段与扩张段通过定位连接部以滑动配合的方式定位连接，保证了各零件之间装配的精度，从而有效保证了燃烧室外壁的结构整体性以及结构强度；整个喉部段做成拉瓦尔管的形状，取消了夹层结构设计。
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公开(公告)号：CN116428079A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310032112.4
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀，通过增压系统以及供应系统取代复杂的高压挤压增压系统和高压储箱，结构简单，提高可靠性，使得储箱可设计制造的容积大幅增加，造价也大幅降低，另外进入推力室的推进剂来流会具有一个与泵体转速正相关的流体流动特征频率，以及一定幅度的流体压力脉动，且其流动特征频率和压力脉动可通过调节驱动电机进行调整，以尽可能与推力室在发动机中的真实工作情况接近或相同，提高试验数据的可参考性。
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公开(公告)号：CN115977831A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310031112.2
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种液体火箭的发动机副系统，包括依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和燃烧室，涡轮轴通过轴承稳定架设并输出旋转动力，同时少量燃料进入涡轮轴与二底主体之间第一间隙内对轴承进行冷却，通过涡轮轴的一体式贯穿设置既实现简化系统结构、降低重量、提高空间布置紧凑性，降低了空间占用，又省去了复杂的多结构之间涡轮装置的动密封装置，解决了传统液体火箭发动机的多机布置问题，推动可重复使用回收火箭的轻量化发展，提高了组件布置灵活性。
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公开(公告)号：CN115930692A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310032115.8
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种用于液体火箭回收的装置，其包括着陆板、回收平台、磁吸组件以及支撑柱，火箭下部组件落下到回收平台的避让孔内，此时磁吸组件工作并产生磁极，此时控制磁吸组件产生的磁极与着陆板的磁极相同，并利用磁极同性相斥的远离，实现回收平台对火箭整体产生一定的反推力，火箭发动机关机就可以完成回收下落的操作，降低对火箭可变推力的要求，降低火箭着陆产生的撞击程度，在火箭发动机关机回收下落的过程中，可以操作磁极组件改变磁极，达到与着陆板异性相吸的状态，在火箭发动机关闭的时候通过磁极吸附力降低火箭整体的小幅跳动或者位移，提高回收着陆的稳定性，提高火箭再次使用的可靠性。
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公开(公告)号：CN115929510A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202310038348.9
申请日：2023-01-10
申请人： 航天科工火箭技术有限公司
IPC分类号： F02K9/62
摘要： 本发明公开了一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，包括依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体、推力室主体和调节栓，推力室主体中部具有收扩段，调节栓活动设于所述推力室主体内，并与收扩段之间形成喷焰间隙，调节栓上设有圆锥段，且调节栓可沿轴向移动，以改变喷焰间隙的大小，需要调整推力室喉部节流面积时，操作调节栓沿轴向移动，圆锥段相对于静止的收扩段靠近或者远离，由于圆锥段的锥面不同位置对应的半径不同，圆锥段与收扩段之间的喷焰间隙大小也随之发生改变，进而实现推力室喉部节流面积的调节操作，且结构简单，替代复杂且数量多的单个调节元件，提高火箭发动机的深度变推力调节精准性、可靠性。
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