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公开(公告)号：CN114991997A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210621883.2
申请日：2022-06-01
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种身部和推力室，涉及推力室技术领域，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的保护功能。身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。推力室包括喷注器和上述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。
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公开(公告)号：CN118775097A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410862790.8
申请日：2024-06-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开一种喷注器及火箭发动机，涉及火箭发动机技术领域，喷注器包括：喷注器本体，包括分别布置在喷注器本体两侧的第一冷却射流出口和第二冷却射流出口，第一冷却射流出口面向氧化剂撞击方向的燃烧室壁面，第二冷却射流出口面向燃料撞击方向的燃烧室壁面，且第一冷却射流出口的流量大于第二冷却射流出口的流量。与现有技术相比，本发明提供的喷注器中氧化剂撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较高，燃料撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较低，非对称冷却液排布实现了冷却液比例的分区调节，对于氧化剂撞击方向的燃烧室壁面高温区实现了显著降温，使得燃烧室壁面整体温度比较均匀，降低了燃烧室烧蚀风险，提高了产品可靠性。
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公开(公告)号：CN114991997B
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202210621883.2
申请日：2022-06-01
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种身部和推力室，涉及推力室技术领域，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的保护功能。身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。推力室包括喷注器和上述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。
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公开(公告)号：CN116971893A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310853672.6
申请日：2023-07-12
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种喷注器及推力室，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决凝胶推进剂在燃烧室壁面冷却性能较差的问题。喷注器包括喷注器本体，喷注器本体靠近燃烧室一端的喷注面设置有至少三个斜孔和多对主喷注孔，斜孔环绕主喷注孔设置，斜孔的轴向与喷注器本体的轴向之间存在轴向角度β，且在喷注面上的投影线与喷注面的径向之间存在切向角度α，斜孔用于将冷却液斜向自旋式喷射至燃烧室内壁。将凝胶推进剂注入喷注器本体后，部分凝胶推进剂作为冷却液由斜孔斜喷射至燃烧室内壁形成自旋式液膜，提高冷却液在燃烧室壁面覆盖的均匀性，提高冷却性能。
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公开(公告)号：CN114962008B
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202210470318.0
申请日：2022-04-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机点火方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置（贮箱、阀门等），系统简单。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116608058A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310586727.1
申请日：2023-05-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种燃烧室冷却装置及冷却液流量计算方法，具体涉及一种空间交错分布液膜冷却结构及其流量计算方法，解决现有推进系统在保持姿轨控推力室比冲等综合性能要求下，存在液膜冷却难以满足燃烧室全区域段内冷却匹配效果要求的技术问题。该空间交错分布液膜冷却结构，包括喷注器、与喷注器匹配的燃烧室；喷注器的喷注面边区上设置有多个击壁冷却孔；击壁冷却孔包括第一击壁冷却孔和第二击壁冷却孔；第一击壁冷却孔用于对燃烧室收敛段和喉部进行冷却；第二击壁冷却孔用于对燃烧室圆柱段进行冷却；相邻圆周上的第一击壁冷却孔与第二击壁冷却孔沿喷注面的周向相互交错分布。
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公开(公告)号：CN114962008A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210470318.0
申请日：2022-04-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机点火系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置(贮箱、阀门等)，系统简单。同时，本发明公开一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法。
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公开(公告)号：CN117074025A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310812372.3
申请日：2023-07-04
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种空间发动机故障诊断方法及系统，涉及航空技术领域，以解决空间发动机的故障不能被及时识别和诊断的问题。所述方法包括：获取主份热敏电阻的诊断条件，主份热敏电阻的温度满足适温阈值时，执行启动加热阈值对应的第一层级诊断；主份热敏电阻的温度满足启动加热阈值时，执行加热故障阈值对应的第二层级诊断；基于第二层级诊断判断是否需要主备份回路同时加热；当主份热敏电阻的温度满足停止加热阈值时，停止所述加热。本发明用于使发动机进行及时地故障自诊断和准确地故障处置。
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公开(公告)号：CN116877296A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310867325.9
申请日：2023-07-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种直流互击式姿控推力室，涉及航空航天领域，以解决外壁绝热环境下直流互击式姿控推力室射流不均匀的问题。直流互击式姿控推力室包括：直流互击式喷注器设有喷注腔和环腔，环腔同心置于喷注腔外围，喷注腔导入氧化剂，喷注腔设有第一喷注孔，环腔导入燃料，环腔设有由多个导流孔连通的上层集液腔和下层集液腔，上层集液腔在燃料导入近端的腔道高度和环道宽度大于燃料导入远端的腔道高度和环道宽度，下层集液腔为等高环形腔设有第二喷注孔；身部包括燃烧室、喉部和扩张段，喷注器设于燃烧室一端。将燃料和氧化剂注入直流互击式喷注器，通过其内部特殊结构设计，使喷注孔射流至燃烧室的出液时间均衡，降低偏烧问题，提高射流稳定性。
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公开(公告)号：CN116623135A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310586697.4
申请日：2023-05-23
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明具体涉及一种带有涂层防护的姿轨控推力室身部结构及其制备方法，解决大推力高性能姿轨控推力室身部涂层制备受离子溅射炉尺寸限制，无法利用耐高温抗氧化性能更优的离子溅射涂层的技术问题。本发明带有涂层防护的姿轨控推力室身部结构，推力室身部包括依次连接的短身部和延伸段；短身部的外壁上设置有离子溅射涂层；延伸段的外壁上设置有料浆烧结涂层，既能发挥离子溅射涂层优良的耐高温抗氧化特性，又能满足大推力高性能姿轨控推力室身部不同区域分段防护的需求。本发明姿轨控推力室的涂层制备方法，避免了姿轨控推力室的基体局部无涂层保护。
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