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公开(公告)号：CN109884243B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN201811573284.8
申请日：2018-12-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种带主动冷却大热流超声速射流喷管，包括依次连接的收缩段、喉部及扩张段；收缩段、喉部及扩张段均包括同轴套装的内筒与外筒，内筒外壁与外筒内壁连接；内筒外壁与外筒内壁连接处开有沿内筒轴向的多列冷却槽；外筒外壁上设有具有冷却液入口及出口的集液腔，外筒上开有将冷却液集液腔与多列冷却槽连通的通孔。收缩段内筒与喉部内筒的材料均为铜材料，收缩段外筒与喉部外筒的材料均为钢材料；扩张段内筒与扩张段外筒的材料均为钢材料。解决了喷管高总温(3600K)、大热流(30MW/m2)长时间工作(单次1000s)的设计难题。
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公开(公告)号：CN117052563A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311124590.4
申请日：2023-09-01
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于缩短喷注器的生产周期，提升喷注器的结构强度。喷注器包括壳体、中底和多个第一喷嘴，壳体上设置有盖板和内底，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴具有相对设置的第三端和第四端，第三端位于靠近第一端位置处，第四端穿过中底后连接于内底，且第一喷嘴与中底一体成形。第一喷嘴内开设有沿着第一喷嘴的轴线方向延伸的第三容纳腔，第三容纳腔贯穿第四端。第一喷嘴上开设有第一流道，第一流道的两端分别与第一容纳腔和第三容纳腔连通。第一喷嘴上还开设有第二流道，第二流道自第四端向第三端的方向延伸。第一喷嘴上还开设有第三流道，第三流道的两端分别连通第二流道和第二容纳腔。
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公开(公告)号：CN116906214A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310634995.6
申请日：2023-05-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于减少与喷注器接触的高温燃气量，提升对于喷注器的冷却效果。喷注器包括壳体、隔离板、第一喷嘴和第二喷嘴，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴包括内喷嘴和外喷嘴，内喷嘴的第三端为封闭端，第四端密封穿过隔离板后连接于面板，内喷嘴与燃烧室连通。内喷嘴上开设有第一流道，第一流道与第一容纳腔连通。外喷嘴套设于第四端外，外喷嘴上开设有第二流道，外喷嘴的内壁与内喷嘴的外壁之间形成第三流道，第二流道与第二容纳腔和第三流道连通。第二喷嘴内设置有第四流道，第四流道沿第二喷嘴的轴线方向螺旋延伸，第二喷嘴用于喷注第二推进剂至燃烧室，并形成液锥膜。
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公开(公告)号：CN113339159B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202110761629.8
申请日：2021-07-06
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种基于3D打印的同轴双离心喷注器及液氧煤油火箭发动机，以解决目前同轴双离心喷注器加工制造、焊接工艺要求高，焊缝多，可靠性较差，存在氧化剂腔和燃料腔串腔的风险，以及变工况工作中常常存在燃烧不稳定、效率低的问题。一种基于3D打印的同轴双离心喷注器，包括3D打印成一体的外底、喷注盘和内底；外底和喷注盘之间形成氧化剂容腔，喷注盘和内底之间形成燃料容腔，氧化剂容腔上开设有氧化剂入口，燃料容腔上开设有燃料入口；本发明还公开了另外一种基于3D打印的同轴双离心喷注器，包括分别3D打印成的外底、喷注盘和内底；本发明还公开了两种液氧煤油火箭发动机。
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公开(公告)号：CN113776846A
公开(公告)日：2021-12-10
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118959182A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411146873.3
申请日：2024-08-21
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推力室喷注器的热防护结构，属于喷注器设计领域；包括喷注器壳体、中底、燃料入口孔、隔板喷嘴、主喷嘴、冷却直流孔、喷注面和冷却涡流式喷孔；喷注器壳体为轴向竖直放置的筒状结构；中底和喷注面均为板状结构；中底和喷注面设置在喷注器壳体的内腔中，且中底位于喷注面的上方；中底和喷注面将喷注器壳体的内腔分为3个腔体，从上至下依次为液氧腔、煤油腔和燃烧室；煤油腔的侧壁设置有燃料入口孔；隔板喷嘴、主喷嘴均竖直设置在喷注器壳体的内腔中；喷注面上设置有冷却直流孔和冷却涡流式喷孔；本发明设计了针对不锈钢喷注面和隔板喷嘴的热防护结构，解决了大推力液体火箭发动机推力室的严重热载荷问题。
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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。
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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。
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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。
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公开(公告)号：CN109882885B
公开(公告)日：2020-09-15
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。
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