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公开(公告)号：CN111927653B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202010759192.X
申请日：2020-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转爆震发动机地面试验的推力测量装置，包括底座，夹持导向机构、燃烧室试验件、传力装置、力学传感器、承力架以及数据采集系统；利用传力装置将燃烧室试验件的推力传递给力学传感器从而通过数据采集系统进行推力测量。整个试验装置采用卧式结构，燃烧室试验件后端通过夹持导向机构进行支撑和导向，并保证燃烧室试验件与传力装置处于同一高度。采用本发明通过地面试验的方式中获得了推力随时间变化的曲线，进而获得发动机的比冲和特征速度等性能参数，为旋转爆震发动机的设计提供了有力的参考指标。
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公开(公告)号：CN110552815B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN201910769339.0
申请日：2019-08-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种气氧/煤油富燃火炬式电点火器。旨在解决现有技术中存在的火炬式点火器工作时间较短、易发生点火花塞烧蚀、自身点火和冷却可靠性较低的问题。本发明包括由左至右依次连接的电火花塞、燃烧室头部壳体、燃烧室身部壳体、燃烧室喉部壳体、燃气导管以及外套螺母，燃烧室身部壳体内为燃烧室；还包括气氧集气腔外壳体、气氧入口导管、煤油集液腔外壳体以及煤油入口导管；燃烧室身部壳体上部设置有气氧直流喷注孔和气膜冷却喷注孔，燃烧室头部壳体的上部设置有煤油直流喷注孔，气氧直流喷注孔所喷的气氧与煤油直流喷注孔所喷的煤油交汇于燃烧室内撞击燃烧，气膜冷却喷注孔所喷氧气用于冷却燃烧室喉部和燃气导管，并可形成二次燃烧。
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公开(公告)号：CN119793733A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411872093.7
申请日：2024-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B05B7/04 , G01N15/0205
Abstract: 本发明提供了一种反压雾化装置、用于测量高反压PDPA雾化粒径的系统及方法，能解决采用定容燃烧弹进行雾化实验时，存在气体工质的注入会使定容燃烧弹内压力不稳定，喷注流量较大时会出现反雾，不适用于气液喷注器的问题。该装置中，PDPA粒径测量模组包括壳体、安装法兰、石英玻璃窗及窗口吹除单元，反雾收集仓上端与壳体下端连接，下端面上设有第一通孔，气液排放仓包括底部设有第二通孔的仓座、设在仓座上的仓室、设在仓室内的隔板、进气端与第一通孔连通的常开喉部排气管和气动阀门式排气管、与第二通孔连通的排液管及挡板组件，隔板将仓室分成上仓室和下仓室，下仓室侧壁上设有用于装挡板组件的安装缺口，反雾收集仓下端穿过上仓室与隔板连接。
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公开(公告)号：CN111663969B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202010513299.6
申请日：2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及采用液态燃料的吸气式发动机，特别是涉及一种采用液态燃料的吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。本发明的目的是解决现有技术中存在快速雾化和蒸发难度较大的技术问题，提供一种液态燃料吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。该结构包括发动机外壳体和包括进气锥、隔离段中心体和燃烧室中心体的预混气壳体组件；隔离段中心体通过主支撑杆连接发动机外壳体；进气锥通过前支撑杆连接隔离段中心体，在进气锥和隔离段中心体之间形成环缝形进气通道；燃烧室中心体通过后支撑杆连接隔离段中心体，在燃烧室中心体和隔离段中心体之间形成环缝形喷注通道；进气锥中设置有燃料箱和喷嘴；隔离段中心体内开设有混合室，混合室与所述喷嘴连通。
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公开(公告)号：CN111663969A
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN202010513299.6
申请日：2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及采用液态燃料的吸气式发动机，特别是涉及一种采用液态燃料的吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。本发明的目的是解决现有技术中存在快速雾化和蒸发难度较大的技术问题，提供一种液态燃料吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。该结构包括发动机外壳体和包括进气锥、隔离段中心体和燃烧室中心体的预混气壳体组件；隔离段中心体通过主支撑杆连接发动机外壳体；进气锥通过前支撑杆连接隔离段中心体，在进气锥和隔离段中心体之间形成环缝形进气通道；燃烧室中心体通过后支撑杆连接隔离段中心体，在燃烧室中心体和隔离段中心体之间形成环缝形喷注通道；进气锥中设置有燃料箱和喷嘴；隔离段中心体内开设有混合室，混合室与所述喷嘴连通。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116833020A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310550901.7
申请日：2023-05-16
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B05B17/06
Abstract: 本发明公开一种压电激励喷注器，涉及液滴生成装置技术领域，用于在液体流量较大时，提升液滴尺寸的均匀性和液滴喷射速度的一致性。压电激励喷注器包括端盖组件、壳体、整流件、压电陶瓷、激励板和喷注面板，壳体具有相对设置的第一端和第二端，壳体具有自第一端至第二端贯通的第一腔体。整流件包括相互连接的隔离部和连接部，连接部使第一腔体分隔成上腔体和下腔体，连接部上开设有多个整流孔。压电陶瓷位于第二腔体内，压电陶瓷具有相对设置的第三端和第四端。激励板包括密封部和按压部，密封部的外壁与隔离部的内壁相配合且滑动连接。按压部为倒锥台结构，下腔体具有与倒锥台结构相拟合的内壁，喷注面板上开设有多个喷注孔。
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公开(公告)号：CN111927653A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010759192.X
申请日：2020-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转爆震发动机地面试验的推力测量装置，包括底座，夹持导向机构、燃烧室试验件、传力装置、力学传感器、承力架以及数据采集系统；利用传力装置将燃烧室试验件的推力传递给力学传感器从而通过数据采集系统进行推力测量。整个试验装置采用卧式结构，燃烧室试验件后端通过夹持导向机构进行支撑和导向，并保证燃烧室试验件与传力装置处于同一高度。采用本发明通过地面试验的方式中获得了推力随时间变化的曲线，进而获得发动机的比冲和特征速度等性能参数，为旋转爆震发动机的设计提供了有力的参考指标。
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公开(公告)号：CN111664026A
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN202010513304.3
申请日：2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及起爆器，具体涉及一种适用于旋转爆震发动机的盘状环腔型高能起爆器，该起爆器可实现受限空间下旋转爆震发动机的高能量直接起爆。本发明的目的是解决现有技术中起爆器尺寸较大与实际发动机空间受局限之间存在矛盾，严重制约RDE工程应用的技术问题，提供一种旋转爆震发动机盘状环腔型高能起爆器。该起爆器包括燃料供给组件、氧化剂供给组件、燃料氧化剂掺混组件、点火组件；点火组件的多个弯曲隔离板夹装在供给盘和射流盘扣合形成的腔体内，形成一个中心腔和作为弯曲流道的多个同心环腔，形成燃料供给腔和氧化剂供给腔和点火室；射流盘上开设有高能射流出口、多对燃料喷孔和氧化剂喷孔。
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公开(公告)号：CN118776897A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957891.3
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种对喷注器特性的评估方法，具体涉及一种喷注器动态响应特性试验评估方法。解决如何表征喷注器的抗扰动能力，为喷注耦合型燃烧不稳定分析提供分析依据的问题，本发明的一种喷注器动态响应特性试验评估方法，利用脉动压力发生器在喷注器前端施加周期性的主动扰动，对喷注器后端雾化场响应幅值进行定量表征，表征参数无量纲化，再分析喷注器后端的雾化响应幅频与相频特性，最后定量衡量喷注器后端雾化场对喷注器前端扰动的响应强度，从而表征喷注器的抗扰动能力，为喷注耦合型燃烧不稳定分析提供分析依据。
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公开(公告)号：CN113074064A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110505829.7
申请日：2021-05-10
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室，以解决现有的液体火箭发动机液膜冷却和再生冷却无法满足NOFBX燃烧室冷却需求的问题。该推力室包括燃烧室、喷注器、电火花塞和推进剂入口导管。燃烧室包括内壳体、外壳体、盖板和环形堵盖，内壳体和外壳体同轴设置，两者之间形成第一通道，盖板设置在外壳体前端，环形堵盖设置在第一通道后端；喷注器包括喷注器主体和喷注器芯体，喷注器主体的环形喷注板前端面上设置有环形凹槽，槽底设置有多个直流喷注孔，喷注器芯体由第一多孔介质材料制成，设置在环形凹槽内；喷注器设置在内壳体前端内侧，与盖板之间形成第二通道，第一通道和第二通道内设置有由第二多孔介质材料制成的再生冷却通道芯体。
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