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公开(公告)号：CN117605596A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311768384.7
申请日：2023-12-21
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本申请提供了固液火箭发动机推力矢量喷管，包括喷管外壳、喷管主体以及催化组件；喷管外壳套设喷管主体；喷管主体具有渐缩段及渐扩段；渐缩段与喷管外壳之间围有第一集液腔，渐扩段与喷管外壳之间围有第二集液腔；喷管外壳上具有导入通道，喷管主体具有冷却通道，氧化剂通过导入通道导入至第一集液腔，并由第一集液腔通过冷却通道导入至第二集液腔，冷却通道内的氧化剂与喷管主体的燃料发生热交换；渐扩段具有喷气孔，催化床与喷气孔连通，热交换后的氧化剂通过第二集液腔导入至催化组件，并从喷气孔喷注至喷管主体。本申请对流换热带走多余热量，一方面降低喷管主体烧蚀，一方面加热过氧化剂，产生良好的二次喷注效果，进而产生推力矢量。
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公开(公告)号：CN117552892A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311788557.1
申请日：2023-12-22
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固液火箭发动机喉部二次流喷射装置。所述一种固液火箭发动机喉部二次流喷射装置，包括：喷管、二次流介质供给管道和冷却流道；所述喉部处设有喷嘴，所述二次流介质供给管道与所述喷嘴连通；所述冷却流道与所述喷管连接，所述喷管上还设有均与所述冷却流道连通的进口接头和出口接头。冷却介质可以与喷管发生换热，从而将喷管内的热量带走，进而降低喷管内的温度，降低二次流介质爆炸风险，从而降低二次流介质在高温下喷注的危险性，提高整个固液火箭发动机喉部二次流喷射装置的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN116696607A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310559477.2
申请日：2023-05-17
申请人： 西北工业大学
摘要： 本发明提出基于多孔射流矢量合成技术的流体喉部喷管推力调节装置及调节方法，包括燃烧室和喷管，喷管扩张段靠近喷管喉部周向均布有若干质量注入装置；超临界水通过质量注入装置的喷口喷出，与达到超声速的燃气掺混，使得主流在射流作用下发生流动方向偏转，进一步使得万向连接处旋转，从而带动喷管尾部摆动，实现推力矢量调节。本发明实现了喷管燃气流动方向调节，推进剂和超临界水在发动机中的分开存贮，使之便于携带；可对喷管质量注入装置进行调控，实现喷管矢量调节；超临界水可以不同流速、不同流量沿壁面进入喷管喉部，与超声速燃气来流掺混燃烧，从而调控超声速燃气来流特性，降低喷管羽流红外信号和喷管附面层损失。
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公开(公告)号：CN107401956B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201710674930.9
申请日：2017-08-09
申请人： 南京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种基于喉道偏移式气动矢量喷管的两栖巡航导弹及其姿态控制方法，两栖巡航导弹包括导弹本体、转接段及喉道偏移式气动矢量喷管；通过控制尾部喉道偏移式气动矢量喷管来改变导弹的前进方向和实现跃出水面；与传统导弹相比，取消了方向舵等结构，具有更小的雷达反射面积，因此隐身性能更好；所述喉道偏移式气动矢量喷管在水下工作时，以水作为工作介质，优点是不排气、无航迹、噪音小且隐蔽性好；在空中工作时，矢量喷管以高温燃气为工作介质，优点是反应灵敏、航速快、航程远。
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公开(公告)号：CN1824940B
公开(公告)日：2012-02-22
申请号：CN200610008900.6
申请日：2006-02-22
申请人： 欧洲空间局
发明人： 克里斯蒂安·迪亚里克
CPC分类号： F02K9/95 , F05D2260/85
摘要： 一种用于减小在火箭发动机的启动阶段期间作用在所述火箭发动机的喷嘴上的不稳定横向载荷的方法，所述喷嘴包括：燃烧室(1)，在该燃烧室(1)中产生废气；扩张部分(3)，在该扩张部分(3)中出现所述废气的超音速流；和使所述燃烧室与所述扩张部分连接的喉部(2)；该方法包括将圆形主体(5)沿着与该圆形主体的轴向位置对应的扩张部分(3)的轴线设置在扩张部分(3)内，从而在所述启动阶段的至少一部分期间，通过所述圆形主体由所述废气流的扰动产生出的冲击波(8)在一轴向入射位置处入射到所述扩张部分的壁上，在该轴向入射位置处该冲击波产生出射流分离或环形分离泡形式的分离。本发明还涉及一种实施所述方法的装置。
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公开(公告)号：CN115807720B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202211468053.7
申请日：2022-11-22
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： F02K9/82
摘要： 本发明涉及一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，主要包括壳体、中心锥体。壳体与中心锥体固定连接，壳体包括头部、身部，身部为整体结构，可分为燃烧室壳体、喷管壳体。中心锥体为一整体，空心结构。分为前锥、后锥、外锥。外锥为变截面圆管形，外锥与喷管壳体相匹配。本发明涡流阀中心塞体和塞式喷管中心锥结合，使发动机能够通过涡流阀结构调节推力的同时，还具有压力膨胀补偿能力，减小推力调节带来的喷管损失。经计算机仿真分析，本发明发动机产生总的轴向推力为传统的涡流阀变推力发动机的1.93倍。
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公开(公告)号：CN116379180A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310149811.7
申请日：2023-02-10
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明涉及二次流喷射技术领域，尤其是涉及一种调节球阀、阀芯设置方法及喉部二次流喷射装置。所述调节球阀，包括：阀座、球形阀芯、密封座、端盖和密封垫；所述阀座包括阀座基体和设置在所述阀座基体上的连通的阀芯腔和安装腔，所述阀芯腔的两侧均设有所述安装腔；所述阀芯包括阀芯基体和设置所述阀芯基体上的连通通道；所述阀芯基体转动设置在所述阀芯腔内，每个所述安装腔内均安装有所述密封座和端盖，所述密封座与所述阀芯基体之间设有所述密封垫，所述端盖与所述密封座的外侧抵接，所述端盖与所述阀座基体固定连接；所述密封座和所述端盖上对应设有管道，所述连通通道能够将两个所述管道连通。
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公开(公告)号：CN112412662A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011287663.8
申请日：2020-11-17
申请人： 哈尔滨工程大学
摘要： 本发明属于航空航天飞行器动力技术领域，具体涉及一种组合式推力矢量喷管系统及带有该系统的弹体。本发明将液体二次喷射系统和超音速分离线摆动喷管两个子系统进行有机结合，充分发挥了两者的优势，液体二次喷射系统主要有响应快、效率高、结构重量小的特点，同时还能够起到给喷管润滑降温的作用，使飞行器拥有更大的推力矢量偏角、更快的响应速度。本发明可以减小飞行器液体喷射剂的携带量和贮箱体积，使推力矢量控制系统总重得到有效的控制。喷射剂的喷入能够减缓喷管内型面受热，增强喷管抗烧蚀能力，防止颗粒相进入分离线缝隙使喷管卡死。喷射剂内添加的润滑成分还可以减小密封圈的摩擦，进一步提升系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN107642436A
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201710686220.8
申请日：2017-08-11
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开一种适用于矢量控制的固液火箭发动机结构及方法，在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器；上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。本发明中，机械机构设计质量轻、寿命长，适用于长时间工作；且喷射气体在喷管喷出，提高发动机性能并且减少了推力调节引起的比冲损失。
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