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公开(公告)号：CN114896717B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202210399655.5
申请日：2022-04-15
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/28 , F02K9/52 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明为解决现有针栓喷注器槽型采用多方案验证，逐步迭代计算设计出适配高燃烧效率的针栓喷注器喷注槽型，验证基于实践经验，工作量大且具有局限性的问题，而提供了一种针栓喷注器喷注槽型的设计方法。本发明引入无量纲参数，以喷注槽间隙与外圈液膜厚度之比k为基准，并将槽数选择与无量纲参数k关联，可以有效完成实现高燃烧效率喷注槽参数选取，从而快速确定最优的喷注槽结构，显著缩短研制周期、降低研制成本。
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公开(公告)号：CN118836096A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202411263782.8
申请日：2024-09-10
申请人： 北京星辰空间科技有限公司
摘要： 本申请涉及一种小推力高比冲的单组元发动机，属于航天器发动机技术领域，小推力高比冲的单组元发动机包括包括喷注器，所述喷注器包括毛细管，所述毛细管包括直管段和连通在直管段上的弯管段，所述弯管段具有多个三维空间上的弯折部，所述直管段相对设置有两个，所述弯管段位于两个直管段之间，所述弯管段包括螺旋弯折部和过渡弯折部，所述螺旋弯折部位于两个直管段之间，所述过渡弯折部连通在直管段和螺旋弯折部之间，所述螺旋弯折部呈一圈设置。本申请具有便于对推进剂的流量和压降进行精确控制，实现精确控制特殊类型单组元发动机推力的效果。
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公开(公告)号：CN118775097A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410862790.8
申请日：2024-06-28
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明公开一种喷注器及火箭发动机，涉及火箭发动机技术领域，喷注器包括：喷注器本体，包括分别布置在喷注器本体两侧的第一冷却射流出口和第二冷却射流出口，第一冷却射流出口面向氧化剂撞击方向的燃烧室壁面，第二冷却射流出口面向燃料撞击方向的燃烧室壁面，且第一冷却射流出口的流量大于第二冷却射流出口的流量。与现有技术相比，本发明提供的喷注器中氧化剂撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较高，燃料撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较低，非对称冷却液排布实现了冷却液比例的分区调节，对于氧化剂撞击方向的燃烧室壁面高温区实现了显著降温，使得燃烧室壁面整体温度比较均匀，降低了燃烧室烧蚀风险，提高了产品可靠性。
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公开(公告)号：CN114876670B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202210653070.1
申请日：2022-06-09
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供了一种针栓式喷注器，涉及火箭发动机技术领域，包括：头盖主体、喷注器壳体、调节针阀和中心杆；通过将喷注器壳体固定于头盖主体的液体流动腔内，液体流动腔中的推进剂沿着集液腔从调节针阀与喷注器壳体之间的第一出液口喷出，并且通过在调节针阀中设置中心杆，液体流动腔中的推进剂沿着推进剂流道从中心杆底部端面与调节针阀之间的第二出液口喷出，从第一出液口喷出的液体和从第二出液口喷出的液体相互撞击，形成雾化，实现了有效掺混，缓解了现有技术中存在的传统的针栓式喷注器难以实现单组元推进剂间的有效掺混进而影响下游的燃烧组织，导致火箭整体性能下降的技术问题。
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公开(公告)号：CN117846813A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202410264362.5
申请日：2024-03-08
发明人： 胡向柏
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种变推力的针栓喷注器及火箭发动机。一种变推力的针栓喷注器包括：外壳的内部形成有输送第一推进剂的第一通道；针栓设置在外壳的内部且与外壳滑动连接；针栓的内部以及针栓与部分的外壳之间形成有输送第二推进剂的第二通道；外壳的内壁与针栓的外壁围成气压腔，调节气压腔内的气压能够驱动针栓相对于外壳滑动，使得第一通道的截面积以及第二通道的截面积同步增大或减小，以调节第一推进剂和第二推进剂的流量。本发明通过调节气压腔中的气压实现将两种推进剂混合比控制在最优范围内，降低系统的复杂程度，具有控制方便、成本低的优势，满足火箭发动机推力增大或推力减小需求的同时避免推进剂燃料浪费。
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公开(公告)号：CN117823298A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311776011.4
申请日：2023-12-21
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种集成电点火功能的液体火箭发动机喷注器，包括燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、中心电极、绝缘套管、半导体、第一底、第二底、第三底、屏蔽导线(高压电缆)、绝缘插座、微晶玻璃密封、点火电缆等组件。本发明在普通的同轴喷嘴内集成电点火器，变成点火喷嘴，在喷注器不同位置集成多个点火喷嘴，实现多点冗余点火，从而既实现了多次点火，又可省却火炬点火的一套复杂系统，同时实现了点火冗余，具有较大的技术优势。
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公开(公告)号：CN117738818A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202410190560.1
申请日：2024-02-21
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明属于喷管领域，具体涉及了一种嵌入旋转滑动弧等离子体放电装置的针栓式喷注器，旨在解决现有技术一方面在针栓变结构过程中因发动机偏离设计工况导致推力性能下降，另一方面会引起燃烧震荡的问题。本发明包括：中心套筒的一端和中心转接套筒的一端可拆卸固定连接；针栓头和针栓驱动套筒可拆卸固定连接，并套在中心套筒和中心转接套筒构成的连接体的外侧，与连接体密封滑动连接；中心转接套筒和固定连杆的一端可拆卸固定连接，固定连杆的另一端与喷注器外侧套筒主体可拆卸固定连接，针栓驱动套筒和喷注器外侧套筒主体之间通过绝缘圈密封连接。本发明提高非设计条件下变推力发动机燃烧效率，提高发动机工作稳定性，缓解了针栓头烧蚀现象。
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公开(公告)号：CN117552891B
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202410048409.4
申请日：2024-01-12
申请人： 清华大学
摘要： 本发明提供了一种基于壁面多凹腔及凹坑的旋转爆震发动机及控制方法，包括：喷注机构、燃烧室、中心柱和点火装置；燃烧室，包括：燃烧室头部、燃烧室中部和燃烧室尾部；中心柱靠近燃烧室头部的侧壁与燃烧室头部的内表面之间形成第一环状凹腔，中心柱靠近燃烧室中部的侧壁与燃烧室中部的内表面之间形成第二环状凹腔；燃烧室的内表面上设置多个凹坑；喷注机构位于燃烧室头部，且朝向燃烧室尾部喷注；点火装置位于燃烧室头部的外壁上，且延伸至燃烧室内。本发明通过第一、第二环状凹腔使喷入燃烧室的燃料拦截减速，且为后续的燃料进行预热；通过燃料室内表面的凹坑可以进一步对喷入的燃料进行减速，通过预热改变燃料理化性质，使得燃料得到充分燃烧。
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公开(公告)号：CN117703628A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311787791.2
申请日：2023-12-22
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机领域的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN114658565B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202210199941.7
申请日：2022-03-02
申请人： 北京星际荣耀科技有限责任公司 , 北京星际荣耀空间科技股份有限公司
摘要： 本发明涉及航天设备技术领域，具体涉及一种推进装置和发动机及飞行器。所述推进装置包括：燃烧室，所述燃烧室形成类球形的容腔；第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室内；第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室内；喷管，所述喷管与燃烧室相连通。本发明提供的推进装置，与原有带有长圆筒状的燃烧室的推进装置相比，所述推进装置通过设置带有类球形容腔的燃烧室，在保证燃烧室容积的前提下减小了燃烧室的长度，从而在保证推进剂燃烧效率的同时减小了火箭发动机的整体长度，有利于优化火箭发动机的空间结构。
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