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公开(公告)号：CN111114834A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911303993.9
申请日：2019-12-17
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明提供了一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架及一级发动机，解决现有一级发动机由于大、小发动机高度尺寸相差较大，使得机架冗长、支撑组件繁冗；或占用舱段空间的问题。机架包括十字接头、4个主接头、4个连接杆、第一工字梁、第二工字梁及2个传力杆；4个连接杆通过4个主接头连接形成矩形框架；4个主接头分别为第一、第二、第三、第四主接头；第一工字梁的两端分别与第三主接头、十字接头第一接口连接；第二工字梁的两端分别与第四主接头、十字接头第二接口连接；连接杆与2个工字梁形成第一等腰直角三角框架，该框架所在平面与矩形框架所在平面的夹角为93°；2个传力杆的一端分别与第一、第二主接头连接，另一端均与十字接头连接。
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公开(公告)号：CN108194204B
公开(公告)日：2020-03-03
申请号：CN201711462362.2
申请日：2017-12-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体推进燃气发生器喷注器，尤其涉及一种高可靠整体式喷注器，可作为以液氧酒精为工质的燃烧装置的燃烧组织部件，也应用于以其它燃料为工质的燃烧装置。该喷注器包括喷注盘、法兰盘、顶盖、氧化剂入口管嘴和燃料入口管嘴等组件。喷注器中心设置点火通道，由设置在头部中心的点火器进行点火。喷注盘与法兰盘形成燃料腔，喷注盘和顶盖组成氧化剂腔。氧化剂和燃料分别通过设置在顶盖的氧化剂入口管嘴和设置在法兰盘的燃料入口管嘴分别进入氧化剂腔和燃料腔，并通过喷注盘上布置的流道和喷注单元进入燃烧室燃烧，产生所需的高温燃气。解决了传统多喷嘴钎焊喷注器成本高可靠性差的问题。
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公开(公告)号：CN109780541A
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201811571967.X
申请日：2018-12-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种可实现大范围变工况的气动雾化液液喷注方法及喷注器，喷注器包括雾化气体集气腔、燃料集液腔与氧化剂集液腔；雾化气体集气腔底部开有雾化气体喷嘴，燃料集液腔与氧化剂集液腔底部分别开有燃料喷嘴与氧化剂喷嘴；燃料喷嘴与氧化剂喷嘴的出口端分别与不同雾化气体集气腔的雾化气体喷嘴的中间段以一定的角度相连通；分别形成燃料雾状射流与氧化剂雾状射流，燃料雾状射流与氧化剂雾状射流在一点上进行撞击，进一步加强雾化、混合，为燃料和氧化剂高质量燃烧提供保障条件。
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公开(公告)号：CN108194204A
公开(公告)日：2018-06-22
申请号：CN201711462362.2
申请日：2017-12-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体推进燃气发生器喷注器，尤其涉及一种高可靠整体式喷注器，可作为以液氧酒精为工质的燃烧装置的燃烧组织部件，也应用于以其它燃料为工质的燃烧装置。该喷注器包括喷注盘、法兰盘、顶盖、氧化剂入口管嘴和燃料入口管嘴等组件。喷注器中心设置点火通道，由设置在头部中心的点火器进行点火。喷注盘与法兰盘形成燃料腔，喷注盘和顶盖组成氧化剂腔。氧化剂和燃料分别通过设置在顶盖的氧化剂入口管嘴和设置在法兰盘的燃料入口管嘴分别进入氧化剂腔和燃料腔，并通过喷注盘上布置的流道和喷注单元进入燃烧室燃烧，产生所需的高温燃气。解决了传统多喷嘴钎焊喷注器成本高可靠性差的问题。
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公开(公告)号：CN117869126A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410275355.5
申请日：2024-03-12
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明公开一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，涉及火箭发动机技术领域，以解决传统的燃烧室内燃料的不能充分点燃的问题。所述火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括点火剂喷嘴和集液环，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的壁面和点火喷嘴的外壁密封固定连接；集液环与燃烧室的壁面外侧固定连接，集液环内设置有环形腔，每个点火喷嘴均与环形腔连通，环形腔用于与点火剂供应管路连通。本发明提供的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构用于实现液体火箭发动机稳定地点火，保证燃料充分点燃，并使发动机推力室结构的简单紧凑。
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公开(公告)号：CN118622516A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410708461.8
申请日：2024-06-03
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领域，为解决现有液体火箭发动机推力室室壁耐温效果较差，采用的铜合金材料与现有涂层的结合性差，以及内壁耐温性能差，使用寿命短等问题，而提出一种耐热型液体火箭发动机推力室，推力室的身部包括燃烧室和喷管，喷管包括亚音速段和超音速段；燃烧室和喷管均包括内壁和外壁，内壁和外壁均为合金材料，内壁外侧为肋条结构，内壁外侧和外壁内侧之间形成再生冷却通道，靠近喷管喉部的喷管内壁内侧上镀覆有两层金属镀层；两层金属镀层包括镍合金镀层和铬合金镀层，镍合金镀层镀覆在喷管内壁内侧上形成第一层镀层，铬合金镀层镀覆在镍合金镀层上形成第二层镀层；两层金属镀层沿喷管轴向的长度不小于喷管喉部直径的0.3倍。
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公开(公告)号：CN117846825A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410266352.5
申请日：2024-03-08
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本发明公开一种喷管的延伸部及喷管，涉及火箭发动机技术领域，以解决无法实现钛合金延伸段与钢‑钢延伸段结构的可靠连接的问题。所述喷管的延伸部包括钢‑钢延伸段和钛合金延伸段，钛合金延伸段设置于钢‑钢延伸段的一侧，并与钢‑钢延伸段钎焊连接，钛合金延伸段内壁表面镀覆有抗氧化涂层，以提高钛合金延伸段抗氧化能力。所述喷管包括上述技术方案所提的延伸部。本发明提供的喷管的延伸部及喷管用于实现火箭发动机的喷管的轻质化，且实现钛合金延伸段与前端的钢‑钢延伸段的可靠连接。
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公开(公告)号：CN111114834B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201911303993.9
申请日：2019-12-17
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明提供了一种轻质侧壁悬挂垂向传力机架及一级发动机，解决现有一级发动机由于大、小发动机高度尺寸相差较大，使得机架冗长、支撑组件繁冗；或占用舱段空间的问题。机架包括十字接头、4个主接头、4个连接杆、第一工字梁、第二工字梁及2个传力杆；4个连接杆通过4个主接头连接形成矩形框架；4个主接头分别为第一、第二、第三、第四主接头；第一工字梁的两端分别与第三主接头、十字接头第一接口连接；第二工字梁的两端分别与第四主接头、十字接头第二接口连接；连接杆与2个工字梁形成第一等腰直角三角框架，该框架所在平面与矩形框架所在平面的夹角为93°；2个传力杆的一端分别与第一、第二主接头连接，另一端均与十字接头连接。
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公开(公告)号：CN109780541B
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201811571967.X
申请日：2018-12-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种可实现大范围变工况的气动雾化液液喷注方法及喷注器，喷注器包括雾化气体集气腔、燃料集液腔与氧化剂集液腔；雾化气体集气腔底部开有雾化气体喷嘴，燃料集液腔与氧化剂集液腔底部分别开有燃料喷嘴与氧化剂喷嘴；燃料喷嘴与氧化剂喷嘴的出口端分别与不同雾化气体集气腔的雾化气体喷嘴的中间段以一定的角度相连通；分别形成燃料雾状射流与氧化剂雾状射流，燃料雾状射流与氧化剂雾状射流在一点上进行撞击，进一步加强雾化、混合，为燃料和氧化剂高质量燃烧提供保障条件。
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