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公开(公告)号：CN116971893A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310853672.6
申请日：2023-07-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种喷注器及推力室，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决凝胶推进剂在燃烧室壁面冷却性能较差的问题。喷注器包括喷注器本体，喷注器本体靠近燃烧室一端的喷注面设置有至少三个斜孔和多对主喷注孔，斜孔环绕主喷注孔设置，斜孔的轴向与喷注器本体的轴向之间存在轴向角度β，且在喷注面上的投影线与喷注面的径向之间存在切向角度α，斜孔用于将冷却液斜向自旋式喷射至燃烧室内壁。将凝胶推进剂注入喷注器本体后，部分凝胶推进剂作为冷却液由斜孔斜喷射至燃烧室内壁形成自旋式液膜，提高冷却液在燃烧室壁面覆盖的均匀性，提高冷却性能。
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公开(公告)号：CN116537972A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310613774.0
申请日：2023-05-26
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明具体涉及一种双组元空间发动机双温区冗余热控结构及控温方法，解决双组元空间发动机的现有热敏电阻热控控制系统复杂、热敏电阻耐温能力不足、力学环境适应性低和加热器功率偏大的技术问题。该双组元空间发动机双温区冗余热控结构，包括相互冗余的主控温机构和备控温机构；发动机的加热区域包括主控温区和备控温区；主控温机构包括设于主控温区的两个主加热器及相应的主热敏电阻，两个主加热器相互冗余；备控温机构包括设于备控温区的两个备加热器及相应的备热敏电阻，两个备加热器相互冗余。本发明双组元空间发动机双温区冗余热控结构的控温方法，提高了主加热器和备主加热器的故障诊断准确率。
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公开(公告)号：CN114427507B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210352923.8
申请日：2022-04-06
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开一种冷却路射流均匀性检测导流结构及检测装置，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决当相邻冷却孔的间距过小时，常规检测工装收集检测困难的问题。所述冷却路射流均匀性检测导流结构包括多个周向设置于导流结构外侧的导流段，沿导流段入口端至导流段出口端的方向，相邻两个导流段的中心线间的距离逐渐增大，多个导流段与多个冷却孔对应连通，每个导流段用于将收集的冷却路射流束导流至导流段出口，最终将冷却路射流束导入收集结构中。所述冷却路射流均匀性检测装置包括上述技术方案所提的冷却路射流均匀性检测导流结构。本发明提供的冷却路射流均匀性检测导流结构用于在相邻冷却孔的间距较小时，实现冷却路射流均匀性的检测。
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公开(公告)号：CN105608280B
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201511027284.4
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公布了一种基于模板的燃气发生器向导式设计方法，包括1)确定总体分配的技术要求；2)概要设计：对总体分配的技术要求进行分析和解读，根据技术要求初选主要设计参数，并进行初步的性能指标参数计算；3)部件设计，对组成燃气发生器的各个组成部分分别进行参数建模等步骤，本发明通过向导式设计方法固化设计经验，缩短设计时间，减少设计问题；通过参数化建模，简化模型修改过程，让优化成为可能；基于模板设计，让设计任务类型化，更方便选择和设计。
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公开(公告)号：CN117889013A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410068630.6
申请日：2024-01-17
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机燃气发生器的振动抑制结构和方法，具体涉及一种抑制燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的谐振器及方法，解决了现有抑制振荡燃烧的结构无法实现燃气发生器主动抑振，或者难以抑制一阶纵向振荡燃烧的技术问题。本发明包括盲腔、带孔收敛段和燃气出口，带孔收敛段、燃气出口与盲腔之间形成的空腔为谐振腔，从提高系统阻尼的角度出发，利用赫姆霍兹共振器吸声原理，在带孔收敛段上开设消振孔，通过调整谐振腔容积、消振孔的截面积及数量，使谐振腔共振频率与燃气发生器燃烧振荡频率相同，从而实现燃气发生器的主动抑振和燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的抑制，提高燃气发生器的燃烧稳定性裕度。
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公开(公告)号：CN116608058A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310586727.1
申请日：2023-05-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明涉及一种燃烧室冷却装置及冷却液流量计算方法，具体涉及一种空间交错分布液膜冷却结构及其流量计算方法，解决现有推进系统在保持姿轨控推力室比冲等综合性能要求下，存在液膜冷却难以满足燃烧室全区域段内冷却匹配效果要求的技术问题。该空间交错分布液膜冷却结构，包括喷注器、与喷注器匹配的燃烧室；喷注器的喷注面边区上设置有多个击壁冷却孔；击壁冷却孔包括第一击壁冷却孔和第二击壁冷却孔；第一击壁冷却孔用于对燃烧室收敛段和喉部进行冷却；第二击壁冷却孔用于对燃烧室圆柱段进行冷却；相邻圆周上的第一击壁冷却孔与第二击壁冷却孔沿喷注面的周向相互交错分布。
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公开(公告)号：CN110821711A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911083600.8
申请日：2019-11-07
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及高超声速飞行器动力系统燃烧室技术领域，公开了一种燃烧室的点火、稳燃结构，包括设置在支板上的凹腔，在凹腔的壁面设置有至少一个自燃推进剂喷注单元，自燃推进剂喷注单元包括在凹腔的壁面上设置的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔，氧化剂喷注孔与燃料喷注孔的喷射角度呈夹角β，通过氧化剂喷注孔向凹腔内喷射氧化剂，通过燃料喷注孔向凹腔内喷射点火用推进剂，通过自燃推进剂撞击后燃烧产生的高温燃气，不仅可以实现RBCC燃烧室的点火，而且在飞行状态极端、恶劣工况下可以作为引导火焰保持燃烧室火焰稳定，同时，将凹腔和点火器一体化设计不用再单独设置点火器，简化了燃烧室结构，降低了热防护难度。
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公开(公告)号：CN115539251B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202211254449.1
申请日：2022-10-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种抑制振荡燃烧的装置和离心式喷注器燃气发生器。本发明的燃气抑制振荡燃烧的装置可设置在燃气发生器燃烧室末端出口与中间部位位置的一位置处，抑制振荡燃烧的装置可以强化燃烧室内边区“冷”的燃料和中心区高温燃气的掺混。为实现燃气发生器的在极度富燃条件下的稳定燃烧，本发明燃气发生器内的喷注器和抑制振荡燃烧装置可通过实现燃烧室内的分区燃烧、抑制振荡燃烧的装置强化掺混、减少扰动的组织方式，抑制燃烧室内的纵向高频振荡燃烧。
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公开(公告)号：CN117074025A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310812372.3
申请日：2023-07-04
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种空间发动机故障诊断方法及系统，涉及航空技术领域，以解决空间发动机的故障不能被及时识别和诊断的问题。所述方法包括：获取主份热敏电阻的诊断条件，主份热敏电阻的温度满足适温阈值时，执行启动加热阈值对应的第一层级诊断；主份热敏电阻的温度满足启动加热阈值时，执行加热故障阈值对应的第二层级诊断；基于第二层级诊断判断是否需要主备份回路同时加热；当主份热敏电阻的温度满足停止加热阈值时，停止所述加热。本发明用于使发动机进行及时地故障自诊断和准确地故障处置。
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