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公开(公告)号：CN118653931A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410807407.9
申请日：2024-06-21
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 一种周期性微通道的回流式火箭发动机再生冷却结构，包括外壳体和内壳体，外壳体和内壳体之间的空间构成容纳腔，容纳腔内设有冷却流道，冷却流道由TPMS晶胞以共形映射的晶胞排布方式构成，且冷却流道包括第一子域和第二子域，第一子域包括若干相互连通的第一流道，第二子域包括若干相互连通的第二流道，各第一流道和第二流道相互间隔分布；还包括设于外壳体的进液口，进液口连通于各第一流道的进口端，第一流道的进口端连通第二流道的出口端，各第二流道出口端连通出液口。基于共形映射的晶胞排布方式使TPMS结构特点高效发挥，同时具有TPMS特点的回流式冷却流道延长了冷却液流动路径，简化冷却液的收集和管理系统。
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公开(公告)号：CN118637081A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410621574.4
申请日：2024-05-20
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种低温推进剂在轨管理系统及方法，涉及低温推进剂技术领域。系统包括液氧内罐和液氧外罐。本发明利用液氧推进剂的顺磁性设计了磁泵单元，对液氧推进剂进行增压输送，通过节流产生冷量，在无运动部件的前提下冷却系统内部的液氧推进剂。通过磁分离器进行节流后液氧和低温氧气的分离，利用低温氧气通入液氧储罐气相区，维持内部压力，有效解决微重力环境下的气液混合问题，可以随时向发动机供应无气体掺混的液氧推进剂。分离后的部分低温氧气可以通入冷屏，减少外部热量输入，进一步延长低温推进剂的贮存时间。采用永磁体作为系统运行的主要动力来源，可以大幅降低系统运动能耗，同时提升安全性，适用于空间环境。
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公开(公告)号：CN115653789B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202211344816.7
申请日：2022-10-31
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了液体火箭发动机技术领域一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，包括冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽，冷却剂进口与冷却剂进口流量分配槽固定设置在轴向直槽上，周向流量分配槽设置在轴向直槽上方，燃烧室段螺旋槽设置在周向流量分配槽上方。本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性。
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公开(公告)号：CN114991998B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210471313.X
申请日：2022-04-28
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、喉部段外壁半环，所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部分别单独进行扩散焊，通过所述喉部段外壁半环将所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部连接形成扩散焊身部结构整体，所述扩散焊身部结构装配间隙小，降低了装配难度，减少了焊接热输入，提高了扩散焊连接质量。除此之外，本发明还提供了上述扩散焊身部结构的焊接方法。
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公开(公告)号：CN114876671B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202210281767.0
申请日：2022-03-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本申请公开一种过氧化氢推力室和发动机，涉及航天发动机技术领域，过氧化氢推力室包括沿预设方向顺次密封连接的分解器、分配均流器、气液喷注器和燃烧器，分配均流器具有中心区域和环绕在中心区域外的环形区域，在中心区域间隔分布有多个第一通气孔，在环形区域环形间隔分布有多个第二通气孔；气液喷注器具有燃料通道、燃烧通道和节流通道，节流通道围绕在燃烧通道四周，燃料通道与燃烧通道连通；燃烧器包括套叠在一起的内衬和外壳，内衬的内部为燃烧内腔，内衬和外壳之间具有多个在周向上间隔分布的螺旋通道；多个第一通气孔、燃烧通道和燃烧内腔顺次连通，环形区域与气液喷注器之间形成有环形腔，环形腔、节流通道和多个螺旋通道顺次连通。
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公开(公告)号：CN115217673B
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202210809307.0
申请日：2022-07-11
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及一种用于液体火箭发动机试验台的推进剂冷量回收系统及方法，回收系统包括：一级冷量回收模块，二级冷量回收模块，工质供应模块和控制模块；所述一级冷量回收模块与液体火箭发动机试验台相连接，以接收低温推进剂；所述一级冷量回收模块与所述二级冷量回收模块串联；所述工质供应模块分别用于向所述一级冷量回收模块与所述二级冷量回收模块供应载冷工质；其中，所述工质供应模块循环输送所述载冷工质以回收所述一级冷量回收模块的冷量，以及分流部分循环的所述载冷工质送至所述二级冷量回收模块以回收冷量；所述控制模块分别与所述一级冷量回收模块和所述工质供应模块相连接。
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公开(公告)号：CN113530717B
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202110867866.2
申请日：2021-07-30
申请人： 北京航天星汉科技有限公司
摘要： 本发明的一种高温高压航空煤油流动传热试验装置，包括煤油供应单元，还包括煤油加热单元、废气液处理单元、安全防护单元和测控单元，煤油供应单元、煤油加热单元和废气液处理单元之间通过输送管路依次连接；所述煤油供应单元包括储油箱和电机泵组，储油箱通过输送管路与电机泵组连接；煤油加热单元是在封闭试验舱内依次连接有预热段、测量段和试验段，所述煤油供应单元末端通过输送管路与预热段连通。本发明的一种高温高压航空煤油流动传热试验装置，主要用于研究航空煤油等碳氢燃料在高温高压条件下的流动传热和结焦特性，为航空煤油在大推力火箭发动机主动再生冷却技术的应用提供重要依据。
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公开(公告)号：CN109296474B
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN201811129627.1
申请日：2018-09-27
申请人： 宁波天擎航天科技有限公司
摘要： 本发明适用于航空航天技术领域，提供了一种火箭发动机，包括：头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料连接管路、燃料入口，发动机燃烧部、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道，头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料入口、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道一体化成型设计；氧化剂入口和燃料入口形成在头部喷注器上，头部法兰形成在头部喷注器的周边，头部喷注器与发动机燃烧部连通，发动机燃烧部与发动机喉部连通，发动机喉部与发动机扩散段连通，发动机机身冷却流道形成在发动机燃烧部上且通过燃料管路与发动机头部喷注器连接。解决了冷却流道形状复杂、头部零件过多、喷注器喷注流道复杂难以加工成型等难题。
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公开(公告)号：CN117128107A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311132488.9
申请日：2023-09-04
申请人： 清航空天(北京)科技有限公司
摘要： 本申请提供了一种双模爆震推力室，属于推力室技术领域，包括内壳体和外壳体，内壳体和外壳体之间形成冷却通道，内壳体内侧的头部区域构成推力室的燃烧室，内壳体内侧的尾部区域构成推力室的喷嘴，内壳体和外壳体的头部设有环形内柱，环形内柱贯穿内壳体和外壳体，环形内柱位于内壳体内侧的一端设有氧化剂喷嘴，内壳体的内侧设有燃料喷嘴，内壳体和外壳体的尾部设有与冷却通道相通的燃料进口；位于燃烧室一侧的内壳体和外壳体上设有用于激发连续旋转爆震的预爆管。通过本申请的处理方案，提高火箭发动机推力室的推力调节范围，改善火箭发动机推力室在低工况条件下的燃烧效率，以及提升比冲。
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公开(公告)号：CN117028074A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310953665.3
申请日：2023-07-31
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种发汗冷却装置及全流量补燃循环推力室的喷注器，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有的冷却装置无法满足全流量补燃循环发动机推力室喷注器的热防护需求的问题。所述发汗冷却装置包括多孔发汗面板和液甲烷入口管，发汗冷却装置上设置有液甲烷集液腔，多孔发汗面板用于使液甲烷集液腔中的液甲烷进入燃烧室并形成冷却液膜；液甲烷入口管与多孔发汗面板固定连接，液甲烷入口管用于将液甲烷集液腔与一级液甲烷燃料泵连通。所述全流量补燃循环推力室的喷注器包括上述技术方案所提的发汗冷却装置。本发明提供的发汗冷却装置及全流量补燃循环推力室的喷注器用于全流量补燃循环发动机推力室喷注器进行热防护。
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