火箭发动机
1. 火箭发动机燃烧室及火箭发动机
申请号: CN202010225556.6
申请日: 2020-03-26
公开（公告）号: CN111322172A
公开（公告）日: 2020-06-23
发明人: 杨海峰; 王明哲; 郭利明; 刘业奎; 李文鹏; 申帅帅; 余鹏; 孙夺; 田蜜; 李娜
本发明提供了一种火箭发动机燃烧室及火箭发动机。火箭发动机燃烧室包括：主体，所述主体上设置有一级燃烧室和二级燃烧室，所述二级燃烧室设置在所述一级燃烧室的出口端，所述一级燃烧室和二级燃烧室交界处设置有导流结构，所述导流结构用于将所述一级燃烧室内壁面处的推进剂导向所述主体的中心位置处；喷注器，所述喷注器设置在所述一级燃烧室的入口端；喷管，所述喷管设置在所述二级燃烧室的出口端。本发明的火箭发动机燃烧室能够避免冷却剂中的燃料或氧化剂在中心高温燃气的热量下受热分解并部分燃烧对一级燃烧室内壁面产生化学反应，避免燃烧室壁面出现氧化、烧蚀等现象。
更多2. 火箭发动机
申请号: CN200510055037.5
申请日: 2000-03-10
公开（公告）号: CN1670353A
公开（公告）日: 2005-09-21
发明人: 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
更多3. 火箭发动机
申请号: CN00804809.6
申请日: 2000-03-10
公开（公告）号: CN1201076C
公开（公告）日: 2005-05-11
发明人: 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
更多4. 火箭发动机
申请号: CN201610374172.4
申请日: 2016-05-31
公开（公告）号: CN105822459B
公开（公告）日: 2017-10-31
发明人: 许智远; 胡泽雄; 许起东
本发明涉及火箭发动机，可有效解决液体推进剂火箭发动机工作效率低的问题，技术方案是，壳体的尾部设置有燃烧室，燃烧室的喷火口上设置有喷管，壳体内分别设置有燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、燃烧剂输送泵组总成和氧化剂输送泵组总成，燃烧剂贮箱的出口经第一燃烧剂输送管道与燃烧剂输送泵组总成的进口相连，燃烧剂输送泵组总成的出口上装有第二燃烧剂输送管道，氧化剂贮箱的出口经第一氧化剂输送管道与氧化剂输送泵组总成的进口相连，氧化剂输送泵组总成的出口上装有第二氧化剂输送管道，本发明泵组输送效率高，损耗低，燃烧剂和氧化剂混合充分，燃烧效率高，降低燃料损耗，使用方便，效果好。
更多5. 火箭发动机
申请号: CN200510055037.5
申请日: 2000-03-10
公开（公告）号: CN100417801C
公开（公告）日: 2008-09-10
发明人: 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
更多6. 火箭发动机
申请号: CN00804809.6
申请日: 2000-03-10
公开（公告）号: CN1343282A
公开（公告）日: 2002-04-03
发明人: 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10),包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴,并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76,142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度,以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合,从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76,142,182)附设有环形压力挡料圈(86,146,174)以将低压推进剂供给源(22’,24’)与对应的燃烧室(34,36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34,36)的环形通道(198,204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
更多7. 一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机
申请号: CN202210765567.2
申请日: 2022-06-29
公开（公告）号: CN114962656A
公开（公告）日: 2022-08-30
发明人: 李健; 朱崇涛; 陈苗; 何海涛; 胡锐
本发明公开了一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机，其中截止阀通过在阀体内设有第一空间、第二空间以及截流窗口，阀芯具有第一极限位与第二极限位，驱动部设于阀体上，并与阀芯连接，通过驱动部驱动阀芯在第一极限位与第二极限位之间往复运动，当阀芯朝向第二极限位移动时，阀芯逐渐阻挡截流窗口，直至阀芯位于第二极限位置封堵截流窗口，实现流体的流量控制，且无需多个外部组件进行装配操作，降低管路系统的复杂程度，减少发动机组件个数，同时降低整体结构重量，提高该截止阀在火箭发动机不同工况下运行的稳定性。
更多8. 一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机
申请号: CN202010964200.4
申请日: 2020-09-15
公开（公告）号: CN112228249A
公开（公告）日: 2021-01-15
发明人: 李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 杨永刚; 张航; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；第一密封件和第二密封件套接在推力组件的表面，第一密封件和第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，推力组件一端通过第一密封件设置在作动筒内，另一端用于推动位于壳体内的所述阀芯运动，第二密封件位于壳体的内侧，第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。与现有技术相比，改善密封效果，减少液体介质的损失，节约成本。
更多9. 火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法
申请号: CN201480005184.9
申请日: 2014-02-17
公开（公告）号: CN104919167A
公开（公告）日: 2015-09-16
发明人: 川又善博; 尾场瀬公人
一种火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法。火箭发动机具备：燃料流路(31～39)、触媒部(51)、涡轮机(12)、第1泵(11)、燃烧室(21)和喷嘴(22)。燃料流路(31～39)用于烃类的燃料流通。触媒部(51)设于燃料流路(31～39)的途中，用于使燃料气化。涡轮机(12)由被气化的燃料驱动。第1泵(11)利用涡轮机(12)的驱动向燃料流路(31～39)供给燃料。燃烧室(21)使从燃料流路(31～39)供给的被气化的燃料和氧化剂燃烧。喷嘴(22)将燃烧室(21)的燃烧气体送出，并与燃料流路(31～39)的一部分进行热交换来进行冷却。
更多10. 一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机
申请号: CN201910938217.X
申请日: 2019-09-30
公开（公告）号: CN110748438B
公开（公告）日: 2024-06-04
发明人: 李莹; 任志彬; 刘耀林; 王喜良; 陈涛; 张思远; 陈展; 张航; 薛海龙
本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机，包含作动筒、推力组件、阀主体和固定盖，所述阀主体在所述活门向所述作动筒运动的极限位置具有限位端面，用以对所述活门进行限位；所述活门的两端分别设有第一限位结构和第二限位结构；第一密封圈在所述活门的靠近所述作动筒侧设置在所述活门与所述限位端面之间，用以限制液体介质从所述活门与所述阀主体间泄漏；所述第一限位结构位于靠近所述固定盖端，所述第二限位结构位于靠近所述作动筒端，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以减小所述活门两端与所述阀主体和所述固定盖的接触面积，实现对所述活门，所述阀主体和所述固定盖的保护，增加使用寿命，密封严谨。
更多11. 一种用于火箭发动机的卸荷阀芯及火箭发动机
申请号: CN202210417403.0
申请日: 2022-04-20
公开（公告）号: CN115013538A
公开（公告）日: 2022-09-06
发明人: 李健; 朱崇涛; 陈苗; 何海涛; 胡锐
本发明公开了一种用于火箭发动机的卸荷阀芯及火箭发动机，其中卸荷阀芯通过设置阀体与阀芯，阀体上开设有用于流体进入的入口以及用于流体排出的出口，且出口与入口之间具有第一空间，阀芯活动设于阀体上，阀芯一端设有的封堵端内具有第二空间，封堵端上开设有与第二空间相连通的连通孔，阀芯具有保持入口与出口之间相连通的打开状态，以及通过封堵端封堵出口的封堵状态，当入口内注入流体，流体穿过第一空间从出口排出，当阀芯从打开状态切换至封堵状态时，第一空间内的流体穿过连通孔进入第二空间内，进而降低流体对阀芯运动产生的阻力，降低阀芯运动的动力需求，降低阀门重力的同时，缩小整体结构大小。
更多12. 一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机
申请号: CN202210864450.X
申请日: 2022-07-21
公开（公告）号: CN115355111B
公开（公告）日: 2024-07-26
发明人: 请求不公布姓名
本发明公开了一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机，涉及飞行器动力技术领域，固液混合火箭发动机启动装置包括液体燃料和若干个传热器，液体燃料均放置于燃料储箱内，且传热器安装于燃料储箱内的一侧，液体燃料用于经燃料储箱喷出并通过点火器点燃，传热器靠近点火器设置，并用于将液体燃料燃烧产生热量以及固体燃料融化后燃烧产生的热量传递至固体燃料并对固体燃料加热。该固液混合火箭发动机启动装置能够显著提高发动机的能量密度和燃烧性能。
更多13. 一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机
申请号: CN201910938217.X
申请日: 2019-09-30
公开（公告）号: CN110748438A
公开（公告）日: 2020-02-04
发明人: 李莹; 任志彬; 刘耀林; 王喜良; 陈涛; 张思远; 陈展; 张航; 薛海龙
本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机，包含作动筒、推力组件、阀主体和固定盖，所述阀主体在所述活门向所述作动筒运动的极限位置具有限位端面，用以对所述活门进行限位；所述活门的两端分别设有第一限位结构和第二限位结构；第一密封圈在所述活门的靠近所述作动筒侧设置在所述活门与所述限位端面之间，用以限制液体介质从所述活门与所述阀主体间泄漏；所述第一限位结构位于靠近所述固定盖端，所述第二限位结构位于靠近所述作动筒端，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以减小所述活门两端与所述阀主体和所述固定盖的接触面积，实现对所述活门，所述阀主体和所述固定盖的保护，增加使用寿命，密封严谨。
更多14. 一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机
申请号: CN202010964200.4
申请日: 2020-09-15
公开（公告）号: CN112228249B
公开（公告）日: 2021-06-01
发明人: 李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 杨永刚; 张航; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；第一密封件和第二密封件套接在推力组件的表面，第一密封件和第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，推力组件一端通过第一密封件设置在作动筒内，另一端用于推动位于壳体内的所述阀芯运动，第二密封件位于壳体的内侧，第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。与现有技术相比，改善密封效果，减少液体介质的损失，节约成本。
更多15. 一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机
申请号: CN202110542934.8
申请日: 2021-05-19
公开（公告）号: CN113431710B
公开（公告）日: 2022-06-17
发明人: 李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。
更多16. 轮式火箭发动机
申请号: CN92113130.5
申请日: 1992-11-12
公开（公告）号: CN1086877A
公开（公告）日: 1994-05-18
发明人: 肖英民
本发明是一种新型轮式火箭发动机。由高压泵向爆发管内分别打入高压油和高压气体，二者在爆发管两端相遇而燃爆，并喷到反冲板上，致使爆发管与反冲室做相对运动而作功。
更多17. 一种火箭发动机
申请号: CN202310634996.0
申请日: 2023-05-31
公开（公告）号: CN116537973A
公开（公告）日: 2023-08-04
发明人: 邓永锋; 李佳楠; 张凯宏; 马英超; 梁树强; 隋禄涛
本发明公开一种火箭发动机，涉及航天发动机技术领域，用于提升对身部的冷却作用，确保发动机性能。火箭发动机包括头部和身部，身部具有第一腔体。头部具有用于通入第一推进剂的第一流道，第一流道与第一腔体连通。头部还具有用于通入第二推进剂的第二流道，头部内设置有用于容纳第二推进剂的第二腔体，头部开设有缝隙。身部上设置有第三流道，第三流道与第二流道连通。身部具有第四流道，第四流道与第三流道连通，第四流道与第二腔体连通。第二腔体具有第一输出口和第二输出口，第一输出口与缝隙连通，第二输出口与第一腔体连通。火箭发动机还包括点火器，点火器用于使第一推进剂和第二推进剂在第一腔体内发生燃烧反应。
更多18. 一种火箭发动机
申请号: CN201811129627.1
申请日: 2018-09-27
公开（公告）号: CN109296474A
公开（公告）日: 2019-02-01
发明人: 杨威; 胡向柏; 谌忠庭; 胡方红; 杨敬贤; 李海涛; 王彬平; 张汉秀
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。
更多