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公开(公告)号：CN118997951A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411137302.3
申请日：2024-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种铣槽式内冷却环带结构，包括外壁、内壁，外壁带有独立的集液环，集液环中设有环带入口管，内壁设有分为两个支路的冷却铣槽，外壁与内壁钎焊连接，在内冷却环带结构的上下游分别加工第一环带出口和第二环带出口，第一环带出口和第二环带出口贯穿内壁并延伸至外壁；推力室工作时，冷却液从外壁的环带入口管供入，经内壁的“人”字形冷却铣槽左右分流，形成两条内冷却环带，沿第一环带出口和第二环带出口旋转喷出，紧贴内壁的内表面形成冷却液膜，对第一环带出口和第二环带出口的下游内壁进行保护。本发明能增长液膜的有效保护长度，精确调整内冷却剂的流量，满足高压、高温推力室内壁热防护应用需求。
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公开(公告)号：CN118775104A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410862858.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开一种液体火箭发动机燃料速度脉动的测量设备及方法，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中无法在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动的问题。设备包括：多组双动态压力采集设备以及与其连接的综合计算单元；多组双动态压力采集设备用于采集液体火箭发动机上预设位置的动态压力数据；预设位置表示沿液体火箭发动机的推力室轴线方向，距离液体火箭发动机的燃烧室入口为预设距离的位置；综合计算单元用于根据多组双动态压力采集设备发送的动态压力数据，对动态压力数据进行处理，得到液体火箭发动机燃料速度脉动数据；实现了在高温高压环境下测量液体火箭发动机燃料速度脉动。
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公开(公告)号：CN118407859A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410477274.3
申请日：2024-04-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 富氧/富燃双模态宽范围可变混合比燃气供应系统及方法，涉及地面试验领域，包括燃气发生器，燃气发生器连通有燃料路和氧化剂路，燃料路的另一端连接有燃料贮箱，氧化剂路的另一端连接有氧化剂贮箱；燃气发生器的出口连通燃气管路，燃气管路的外壁设置有环形的环带，环带与燃气管路的外壁之间形成环形腔室，环形腔室与燃气管路连通，环形腔室连接有二次补燃路和二次补氧路，二次补燃路用于向燃气管路补充燃料，二次补氧路用于向燃气管路补充氧化剂。安全可靠且适用于多种组件特性试验的宽范围可变混合比，可有效降低组件特性试验的设计成本和试验成本，并防止燃气生成装置工作在极端混合比，避免发生燃烧振荡。
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公开(公告)号：CN113790899B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202111061147.8
申请日：2021-09-10
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种液体火箭发动机喷注器燃烧状态评估装置及方法，解决现有采用高速相机通过观察窗拍摄火焰，存在成本高、密封难度大、准备周期长的问题。装置包括连接组件、N个热电偶及依次同轴设的前法兰、身部、喷管和后法兰，N为≥2整数；身部上设有燃烧室，喷管上设有喉道；连接组件用于紧固前法兰和后法兰，实现身部和喷管的夹紧；身部沿径向开设有轴向均布的N个热电偶放置孔，热电偶放置孔包括外孔和直径小于外孔的内孔，内孔底面与燃烧室内壁面之间存在距离h，N个热电偶分别设在N个热电偶放置孔内，每个热电偶上设有与外孔配合的限位部以及套装有位于限位部外侧的弹簧；身部外壁设有压板，用于通过弹簧将热电偶压紧在热电偶放置孔中。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111963339B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202010837309.1
申请日：2020-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，推力室头部外侧设有第一推进剂腔室、推力室身部且位于中间位置外侧设有第二推进剂腔室；推力室头部壳壁上设有与第一推进剂腔室连通的多个第一喷孔；推力室身部壳壁上沿圆周方向均匀设有多个燃烧喷注孔以及多个液膜喷注孔；通过燃烧喷注孔和多个液膜喷注孔分别向推力室头部和喉部喷出第二推进剂，由于使液膜喷注朝向推力室喉部，且采用了切向进液方式，因此能够减少液膜损耗，更充分的发挥液膜的冷却性能；同时燃烧喷注孔朝向推力室头部，并采用了切向进液方式，能够发挥液膜的冷却性能，同时也可与第一推进剂发生反应，从而不仅能够降低液膜占推进剂的比例，并且实现了推力室的全身冷却。
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公开(公告)号：CN111963339A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010837309.1
申请日：2020-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，推力室头部外侧设有第一推进剂腔室、推力室身部且位于中间位置外侧设有第二推进剂腔室；推力室头部壳壁上设有与第一推进剂腔室连通的多个第一喷孔；推力室身部壳壁上沿圆周方向均匀设有多个燃烧喷注孔以及多个液膜喷注孔；通过燃烧喷注孔和多个液膜喷注孔分别向推力室头部和喉部喷出第二推进剂，由于使液膜喷注朝向推力室喉部，且采用了切向进液方式，因此能够减少液膜损耗，更充分的发挥液膜的冷却性能；同时燃烧喷注孔朝向推力室头部，并采用了切向进液方式，能够发挥液膜的冷却性能，同时也可与第一推进剂发生反应，从而不仅能够降低液膜占推进剂的比例，并且实现了推力室的全身冷却。
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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
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 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：CN118640114A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410682591.9
申请日：2024-05-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于提升推进剂的掺混效果，保证燃烧效率。喷注器包括壳体、隔离板、导流板、内底、推进剂喷嘴和点火喷嘴，隔离板的靠近第一端的一面与壳体的内壁之间形成用于容纳第一推进剂的第一腔体。导流板的边缘密封连接于壳体的内壁，隔离板与导流板和壳体的内壁之间围设形成第二腔体。内底的外壁与壳体的内壁之间形成供第二推进剂流动的第一流道。导流板上开设有第一导流孔，第三端位于靠近第一端位置处，第三端为封闭端，推进剂喷嘴具有贯穿第四端的第三腔体，所述第三腔体与燃烧室连通。第一喷嘴上开设有第二导流孔和第三导流孔，第三导流孔的两端分别连通第二腔体和第一喷嘴的内腔体。
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公开(公告)号：CN113790899A
公开(公告)日：2021-12-14
申请号：CN202111061147.8
申请日：2021-09-10
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种液体火箭发动机喷注器燃烧状态评估装置及方法，解决现有采用高速相机通过观察窗拍摄火焰，存在成本高、密封难度大、准备周期长的问题。装置包括连接组件、N个热电偶及依次同轴设的前法兰、身部、喷管和后法兰，N为≥2整数；身部上设有燃烧室，喷管上设有喉道；连接组件用于紧固前法兰和后法兰，实现身部和喷管的夹紧；身部沿径向开设有轴向均布的N个热电偶放置孔，热电偶放置孔包括外孔和直径小于外孔的内孔，内孔底面与燃烧室内壁面之间存在距离h，N个热电偶分别设在N个热电偶放置孔内，每个热电偶上设有与外孔配合的限位部以及套装有位于限位部外侧的弹簧；身部外壁设有压板，用于通过弹簧将热电偶压紧在热电偶放置孔中。
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