-
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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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。
-
公开(公告)号：CN113776846B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111066982.0
申请日：2021-09-10
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及热流密度测量技术，尤其涉及一种燃烧室壁面实时热流密度测量装置及测量方法，主要解决了现有技术测量燃烧室壁面的热响应时间久、测量精度低且无法实时测量的技术问题。本发明装置包括燃烧室壁、测量孔、测量组件以及固定限位组件；燃烧室壁上设置测量孔；测量孔内放置热电偶；热电偶与测量孔底部接触；固定套筒套在热电偶上，热电偶固定板上设置有限位孔；热电偶固定板与燃烧室壁固连，将固定套筒压紧固定在燃烧室外壁面和热电偶固定板之间，将弹簧压缩在挡块和热电偶固定板之间。固定套筒、弹簧、挡块以及热电偶固定板组合形成一种弹簧补偿式热电偶固定法。同时，本发明还提供了一种燃烧室壁面实时热流密度的测量方法。
-
公开(公告)号：CN113958426A
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202111257616.3
申请日：2021-10-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种推力室缩尺试验装置，解决现有技术中存在的点火器点火失败或端部被烧，以及缩尺试验装置身部与点火器或传感器之间连接失效的问题，包括身部、点火器以及点火器转接座；身部为筒状结构，其筒壁内沿圆周方向均匀开设有多条轴向冷却通道，用于容纳冷却剂；筒壁内两端设置有两个环形的冷却集液腔，两个冷却集液腔将多条轴向冷却通道连通；两个冷却集液腔的位置处分别对应设置有冷却液入口和冷却液出口；身部的内腔为燃烧腔，身部的侧壁上沿径向设有第一安装通道，第一安装通道与燃烧腔连通，点火器转接座与第一安装通道螺纹连接，点火器安装在点火器转接座。
-
公开(公告)号：CN113819465A
公开(公告)日：2021-12-21
申请号：CN202111014919.2
申请日：2021-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种流量可调节的气氧气甲烷富燃燃气生成装置及方法，以解决现有燃气生成装置在燃烧组织方式、气体流量、工作压力及温度范围均不能生成满足甲烷单喷嘴试验所需要富燃燃气的技术问题。该装置包括上游段、稳压段、控压喉部、主管路及节流圈；上游段用于组织气氧和气甲烷的燃烧；稳压段包括连通的收敛通道、主通道和稳压通道；控压喉部可拆卸连接于稳压通道的末端；节流圈可拆卸连接于主通道的末端；主管路可拆卸连接于节流圈的末端。该方法包括：1、气氧气甲烷进入双组元同轴喷嘴；2、火花塞点燃掺混的气体；3、扰流环进一步掺混燃烧气体；4、通过控压喉部和节流圈，主管路排出满足目标压力和流量的富燃燃气。
-
公开(公告)号：CN113446133A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202111004632.1
申请日：2021-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机地面试验装置及试验方法，具体涉及一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法，目的是为了解决现有技术采用的常温推进剂、地面试验装置及试验方法无法筛选出结构可靠、燃烧性能优的富氧富甲烷气气喷注单元的技术问题。富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置包括富甲烷燃气发生器、富氧燃气发生器和气气喷注单元试验组件；采用一定温度、组分和压力的推进剂，相比常温推进剂可以较大程度模拟推力室中气气喷注单元燃烧特性；选取合适喉部直径的喉道降低试验件燃烧室室压，从而大幅降低高压试验的安全风险。基于上述装置，本发明还提供一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验方法。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109882885A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201811573283.3
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本发明公开了一种流量和温度大范围可调的燃气发生器，包括头部与身部；身部包括依次连接的燃烧段、掺混段及分流段；头部与身部同轴安装且与燃烧段连接；头部外管安装有与外管内部相通的空气管路，头部内管与头部外管之间形成空气通道，头部内管为燃料通道；空气通道与燃烧段内管及燃烧段内管与燃烧段外管间的环形腔均连通；掺混段外管通过连接管段与空气管路相连通，掺混段内管管壁上开设有多个掺混孔；分流段入口与掺混段内管出口相连通，分流段包括多段并联管段，各管段中安装有孔径不同的排气孔板。通过空气分布式注入方式参与燃烧、掺混以及燃烧室双通道分流技术实现流量和温度大范围调节。
-
公开(公告)号：CN116398326A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310381626.0
申请日：2023-04-11
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02M21/02
Abstract: 本发明公开一种燃气发生器，涉及航空航天技术领域，以用于在进行全流量补燃循环液氧甲烷发动机推力室的气气喷嘴试验研究时，提供高温富氧燃气或者高温富燃燃气。所述燃气发生器包括：喷注环，喷注环具有第一通道、与第一通道连通的第一进气部和第二进气部；点火器，所述点火器能够将所述第一通道内的气体点燃；第一掺混环，所述第一掺混环与所述喷注环固定，且所述第一掺混环具有第二通道，所述第一通道的出口与所述第二通道的进口连通；第三进气部，所述第三进气部的出口与所述第二通道连通。
-
公开(公告)号：CN113958426B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202111257616.3
申请日：2021-10-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种推力室缩尺试验装置，解决现有技术中存在的点火器点火失败或端部被烧，以及缩尺试验装置身部与点火器或传感器之间连接失效的问题，包括身部、点火器以及点火器转接座；身部为筒状结构，其筒壁内沿圆周方向均匀开设有多条轴向冷却通道，用于容纳冷却剂；筒壁内两端设置有两个环形的冷却集液腔，两个冷却集液腔将多条轴向冷却通道连通；两个冷却集液腔的位置处分别对应设置有冷却液入口和冷却液出口；身部的内腔为燃烧腔，身部的侧壁上沿径向设有第一安装通道，第一安装通道与燃烧腔连通，点火器转接座与第一安装通道螺纹连接，点火器安装在点火器转接座。
-
公开(公告)号：CN113446133B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202111004632.1
申请日：2021-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机地面试验装置及试验方法，具体涉及一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法，目的是为了解决现有技术采用的常温推进剂、地面试验装置及试验方法无法筛选出结构可靠、燃烧性能优的富氧富甲烷气气喷注单元的技术问题。富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置包括富甲烷燃气发生器、富氧燃气发生器和气气喷注单元试验组件；采用一定温度、组分和压力的推进剂，相比常温推进剂可以较大程度模拟推力室中气气喷注单元燃烧特性；选取合适喉部直径的喉道降低试验件燃烧室室压，从而大幅降低高压试验的安全风险。基于上述装置，本发明还提供一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验方法。
-
公开(公告)号：CN112523898A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011311154.4
申请日：2020-11-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种大流量有毒推进剂富氧燃气无害化处理装置及方法，该处理装置包括燃烧室，所述燃烧室中转接装置、连接I段、连接II段、连接III段和燃烧段采用夹层水冷结构，用于燃烧室的热防护，喷注支板、喷注I环和喷注II环采用夹层结构，用于向燃烧室中喷入燃料，在燃烧室内与高温富氧燃气进行燃烧，生成低毒或无毒的高温燃气。本发明装置及方法用于常温推进剂补燃发动机富氧燃气发生器半系统试车产生的大量有毒富氧燃气的降低毒性或无害化处理，能够实现每秒钟几百公斤级的高温富氧有毒燃气的有效实时处理，与传统的中和方法相比，结构简单、规模小、建设周期短、成本较低。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
35
records
(took 0.03 seconds)
