[发明专利]液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构在审
| 申请号： | 202010177346.4 | 申请日： | 2020-03-13 |
| 公开（公告）号： | CN111188698A | 公开（公告）日： | 2020-05-22 |
| 发明（设计）人： | 彭小波;刘中祥;张玺;魏一 | 申请（专利权）人： | 北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司 |
| 主分类号： | F02K9/64 | 分类号： | F02K9/64;F02K9/62 |
| 代理公司： | 北京三聚阳光知识产权代理有限公司 11250 | 代理人： | 秦广成 |
| 地址： | 100176 北京市大兴区*** | 国省代码： | 北京;11 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体和点阵结构层；推力室本体包括燃烧室和喷管；点阵结构层紧贴推力室本体，并包覆于推力室本体的外壁上。本发明的点阵结构层增大了推力室本体外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，有助于降低推力室身部温度，提升产品工作可靠性；同时，点阵结构层增加了推力室本体的刚度与强度。 | ||
| 搜索关键词： | 液体 火箭发动机 辐射 冷却 推力 室身部 结构 | ||
【主权项】：
暂无信息
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司，未经北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/202010177346.4/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 上一篇：一种用于房屋拆迁的具备降噪作用的建筑隔板
- 下一篇：一种楼板测厚装置
- 同类专利
- 一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法-202310817807.3
- 李斌;张晓军;凌前程;李龙飞;孙海雨;钟博;王化余;刘上;李文龙;丰雪平 - 西安航天动力研究所
- 2023-07-05 - 2023-10-13 - F02K9/64
- 本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法，用于解决现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题。本发明的隔板喷嘴，为保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，但由于外壳体位于高温燃烧场内的长度越高，隔板喷嘴需要的热防护裕度越高，因此，本发明外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢，同时建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解，获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚及冷却剂流速，大大提高了隔板喷嘴的热防护裕度。
- 一种抑制毛细管气液两相流的装置-202310751679.7
- 苏高世;姚兆普;李永;刘旭辉;段德莉;王梦;张涛;陈阳;杨蕊;辛昉;臧娟伟;张占海;刘全成;张红亮 - 北京控制工程研究所
- 2023-06-25 - 2023-09-29 - F02K9/64
- 一种抑制毛细管气液两相流的装置，包括：法兰、框架、前室、毛细管、相变吸热金属片以及陶瓷隔热垫。推进剂经毛细管进入催化床发生催化燃烧释放热量。前室内的陶瓷隔热垫首先隔绝一部分热量向毛细管传递，随后相变吸热金属片通过相变吸热方式进一步降低毛细管出口温度。本发明有效抑制了毛细管中气液两相流的产生，从而解决单组元发动机推力下降故障，将发动机工作箱压由1.8MPa‑1.2MPa拓展至1.8MPa‑0.3MPa。同时可消除毛细管内推进剂爆燃产生的安全隐患，从而提高单组元发动机的可靠性。
- 一种火箭发动机燃烧室内衬-202320610036.6
- 贾杰锋;李宁;李帅;张佳凯;李晓波 - 海南星辰动力有限公司
- 2023-03-26 - 2023-09-26 - F02K9/64
- 本实用新型实用新型提供了一种火箭发动机燃烧室内衬，该内衬结构能够防止燃烧室金属结构被高温熔化、可有效对燃烧室壁隔热降温、有效减少燃烧室燃烧振动。
- 一种空间交错分布液膜冷却结构及其流量计算方法-202310586727.1
- 程晓军;马化杰;刘茹;刘晓伟;郭显伟;葛斐;徐丁欢 - 西安航天动力研究所
- 2023-05-23 - 2023-08-18 - F02K9/64
- 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。
- 一种火箭发动机-202310634996.0
- 邓永锋;李佳楠;张凯宏;马英超;梁树强;隋禄涛 - 西安航天动力研究所
- 2023-05-31 - 2023-08-04 - F02K9/64
- 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。
- 一种撞击式喷注器冷却隔板-202310202627.4
- 李龙飞;种衡阳;李平;王春民;杨宝庆;刘永兴;王化余;金丹 - 西安航天动力研究所
- 2023-03-03 - 2023-07-04 - F02K9/64
- 本发明公开了一种撞击式喷注器冷却隔板。包括主体筒和多个侧板，主体筒的壁上设有第一夹层，该第一夹层内设有第一冷却介质通道，所述第一冷却介质通道分布于主体筒的整个筒壁；各侧板主体为板状结构，各侧板内设有第二夹层，第二夹层内设有第二冷却介质通道；各侧板沿主体筒的径向安装侧板内的冷却介质通道与主体筒壁上的冷却介质通道相通；相邻侧板之间形成扇形区域。本发明的冷却隔板冷却介质流通通道采用多进多出结构形式，冷却介质从一块侧板进入，流经周向隔板后，最终从相邻径向隔板流出，实现冷却隔板的目的。
- 一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套-202211713557.0
- 刘潇;田原;聂嵩;吴有亮;王娟;丁煜朔;李泳江;王晓丽;赵世红;王天泰;牛旭东;郑大勇;许晓勇 - 北京航天动力研究所
- 2022-12-29 - 2023-06-06 - F02K9/64
- 一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。
- 规避异种金属焊接的紫铜-不锈钢的火箭发动机推力室-202111268833.2
- 郭康康;徐伯起;苏凌宇;倪蕾;任永杰;聂万胜;黄卫东;仝毅恒;林伟 - 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
- 2021-10-29 - 2023-06-06 - F02K9/64
- 本发明公开了一种规避异种金属焊接的紫铜‑不锈钢的火箭发动机推力室，包括外壳、内壳、前端法兰和后端法兰；外壳为不锈钢材质；内壳的材质为紫铜，内壳同轴插设在外壳中，且两端分别从外壳的两端伸出，形成前伸出端和后伸出端；内壳的外壁面沿周向布设有20个水槽，每个水槽均沿内壳的轴向布设；相邻两个水槽之间形成肋板；前端法兰和后端法兰的材质均为不锈钢，分别与外壳两端相焊接。本发明通过采用规避异种金属焊接的方式进行组装，在保证火箭发动机推力室结构强度的同时，兼顾推力室内部的散热性能，进而解决火箭发动机点火试验过程中喉部能量密度较高或者在极端工况条件下出现喉部烧蚀的问题。
- 一种液体火箭发动机液膜冷却混气段-202320061560.2
- 何湘;孙吉党 - 苏州旗磐科技有限公司
- 2023-01-10 - 2023-06-06 - F02K9/64
- 本实用新型属于液体火箭发动机液膜冷却技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机液膜冷却混气段。包括本体，本体包括外壁，冷却水夹层及内壁，外壁与内壁之间为冷却水夹层，本体的一端设置有冷却水进口，本体的中间位置设置有低温混合介质气进口，本体的一端设置有冷却水出口，本体上靠近冷却水进口的端部设置等离子体火炬接口，每两个冷却水出口之间设置连接板，连接板上开有安装法兰孔。本实用新型的有益效果在于：通过调节进入混气段冷却介质气混合等离子矩发生器产生的高温介质气，既起到降低介质气温度(从3000℃降低至1200℃～1500℃)的同时提高介质气流量，满足试验需要。以此解决等离子矩发生器产生高温介质气温度过高及流量不够的问题。
- 一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构-202320061541.X
- 何湘;孙吉党 - 苏州旗磐科技有限公司
- 2023-01-10 - 2023-06-06 - F02K9/64
- 本实用新型属于液体火箭发动机液膜冷却技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构。包括喷嘴环段，喷嘴环段上连接压力传感器接口和温度传感器接口，喷嘴环段的侧端为法兰结构并通过安装螺栓与安装法兰连接，试验段的两端分别联通喷嘴环段的出口和安装法兰中间孔。本实用新型的有益效果在于：将推力室分为两部分，一部分为喷嘴环段，用于喷注液膜冷却所需冷却介质，另一部分为试验段，选用透明陶瓷模拟发动机燃烧室，喉部尺寸和边区角度与火箭发动机尺寸保持完全一致，保证试验数据的可信任性，可深入研究液膜形态及降温机理。
- 一种液体火箭发动机用大尺寸耐高压推力室身部-202211713559.X
- 刘潇;田原;聂嵩;吴有亮;王天泰;丁煜朔;李泳江;王娟;王晓丽;赵世红;牛旭东;郑大勇;许晓勇 - 北京航天动力研究所
- 2022-12-29 - 2023-05-02 - F02K9/64
- 一种液体火箭发动机用大尺寸耐高压推力室身部，在铜合金冷却通道外层加工高温合金外壁，形成推力室身部主体内外壁结构；进口集合器上盖和进口集合器下盖由两道环焊缝焊接形成进口集合器主体，进口法兰与进口集合器上盖连接，其中进口集合器下盖设有径向孔，进口集合器下盖通过尾法兰与铜合金冷却通道连通；过滤网位于进口集合器下盖的径向孔处，压片用于固定过滤网；出口集合器下盖设有径向孔，出口集合器上盖和出口集合器下盖焊接，出口集合器下盖与铜合金冷却通道形成的集液腔，经冷却通道换热的冷却剂通过集液腔和出口集合器下盖的径向孔进入出口集合器腔，并最终通过出口法兰流出。
- 发动机推力室、火箭发动机和液体火箭-202211161942.9
- 单维佶;刘百奇;成浩;刘建设;王清华;田宁;谢晨;姜映福;钱云方;吴洋洲 - 北京星河动力装备科技有限公司;星河动力（北京）空间科技有限公司;安徽星河动力装备科技有限公司;江苏星河航天科技有限公司;星河动力（山东）航天科技有限公司
- 2022-09-23 - 2023-04-14 - F02K9/64
- 本发明提供一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。发动机推力室包括：壳体，内部限定出燃烧室；若干个冷却喷嘴，固定于壳体，冷却喷嘴和壳体共同限定出过流通道，过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，第一导流段连通第一出流孔，第二导流段连通第二出流孔；第一导流段平行于燃烧室的径向且相对于燃烧室的内壁倾斜设置，第二导流段相对于燃烧室的径向和轴向均倾斜设置。本发明提出的发动机推力室，可以提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的燃烧效率。
- 一种可调节分流的冷却通道-202211548168.7
- 孙海雨;李龙飞;凌前程;钟博;王春民;丰雪平;李文龙;陈新红;王化余;刘上;吕帆 - 西安航天动力研究所
- 2022-12-05 - 2023-04-04 - F02K9/64
- 本发明公开了一种可调节分流的冷却通道，包括同轴设置在推力室外壁上的冷却壁，冷却壁与推力室外壁之间形成冷却腔，通过进水管进入的第一集合器的冷却剂通过导流孔一部分向上流动进入上冷却腔，进而至推力室头部，另一部分向下流动进入下冷却腔，进入下冷却腔的冷却剂一部分进入第一出水槽，并从第一出水孔排出至第二集合器，另一部分进入回流槽，进而进入第二出水槽，进入第二回流槽的冷却剂从第二出水孔排出至第二集合器，进入第二集合器的冷却剂在通过导管回流至上冷却腔的顶部，能有效地对推力室高热流区域进行冷却，冷却剂利用率高，总流阻相对较低，降低了冷却系统供应压力，解决了现有技术中喷管中的冷却剂利用率不高的技术问题。
- 一种液体运载火箭的热防护装置及发射平台-202222320185.7
- 万美;张伟方;栾振博;胡灯亮;冯俐;刘永军;孙涛 - 火箭派（太仓）航天科技有限公司
- 2022-09-01 - 2023-03-17 - F02K9/64
- 本实用新型属于液体运载火箭领域，尤其是一种液体运载火箭的热防护装置及发射平台，针对现有的利用推进剂对火箭进行降温，冷却效率不够，发射平台温度很高，不能及时对发射平台进行降温的问题，现提出如下方案，其包括箭体，所述箭体的底部设置有多个推进器，所述推进器的外部设置有用于防护的防护组件，本实用新型中，通过设置防护组件可以很好的对发射器进行降温，用于更好的保护推进器，通过电动推杆带动双面齿条移动，进而将两个喷头转动至发射平台本体的两侧，并通过喷头对发射平台本体的表面进行降温，用于保护发射平台本体，使用方便。
- 一种复合冷却形式的液体火箭发动机推力装置-202211098605.X
- 唐桂华;张国栋;李光熙;李龙飞 - 西安交通大学
- 2022-09-07 - 2023-03-03 - F02K9/64
- 一种复合冷却形式的液体火箭发动机推力装置。燃料和氧化剂从不同方向的环形间隙进行混合燃烧，利用排放冷却技术将燃料作为冷却剂从喷注面板顶端的节流入口引入冷却剂通道，通过对流换热作用带走推力室内壁的热量；在喉部扩展段，将膜冷却与辐射冷却耦合，冷却剂排放口排出的冷却剂液滴在推力室壁面铺展形成保护液膜，蒸发吸热后形成液膜蒸汽，高速蒸汽对外辐射可带走燃气热量并在喷管尾部形成保护屏障；在喷管末端的再生冷却剂入口引入低温燃料，燃料冷却剂在再生冷却剂通道流动并吸收推力室壁面热量，输送到喷注面板顶端的再生冷却剂出口，预热后的燃料可再次进入燃料储腔，提高入口燃料温度，增强推进剂燃烧性能，同时兼顾推力室壁面的冷却。
- 一种复合冷却的长寿命推力室-202211269805.7
- 王珏;吴有亮;田原;刘潇;丁煜朔;赵世红;李泳江;张晋博;王天泰;聂嵩 - 北京航天动力研究所
- 2022-10-18 - 2023-02-03 - F02K9/64
- 一种复合冷却的长寿命推力室，属于液体火箭发动机热防护领域。头部组件和身部组件通过对接焊缝和连接环进行连接。身部组件主要采用再生冷却方式进行热防护。头部组件包括顶盖、中底、一底、氧化剂主喷嘴、燃料主喷嘴、氧化剂边区喷嘴和燃料边区喷嘴。顶盖和中底之间为氧化剂腔，中底和一底之间为燃料腔。大部分冷却剂进入燃料腔中，另有1%~3%的冷却剂经过头部组件与身部组件对接处的气膜冷却结构对推力室内壁进行膜冷却。本发明以再生冷却为主，边区冷却和气膜冷却等多种冷却方式为辅，同时设置厚度变化的镀镍层，形成复合冷却结构，可在内壁表面建立贴壁流动的低温隔热气膜，并在近壁的边缘区域形成低混合比近壁层，提高推力室寿命和重复使用能力。
- 液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机-202211344816.7
- 徐辉;王世成;陈泓宇;陈锐达;李剑锐;刘淑群;叶奕翔 - 上海空间推进研究所
- 2022-10-31 - 2023-01-31 - F02K9/64
- 本发明提供了液体火箭发动机技术领域一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，包括冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽，冷却剂进口与冷却剂进口流量分配槽固定设置在轴向直槽上，周向流量分配槽设置在轴向直槽上方，燃烧室段螺旋槽设置在周向流量分配槽上方。本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性。
- 液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构-202110468900.9
- 彭小波;张玺;魏一 - 北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
- 2020-03-13 - 2022-11-29 - F02K9/64
- 本发明提供的液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体，其外壁由内层和外层构成夹层结构，推力室本体的前端设有分别与夹层结构连通的冷却剂入口和冷却剂出口；夹层结构内由若干轴向肋条分割成多条冷却通道，冷却通道包括流入通道和流出通道，流入通道与冷却剂入口连通，流出通道与冷却剂出口连通；流入通道和流出通道在夹层结构的后端连通。本发明的夹层结构内的流入通道与流出通道，能够实现对推力室本体的双向流动换热，实现了汇集变向，避免了冷却进液供应结构的额外结构，使结构大幅简化。
- 一种高温流体通道-202110848291.X
- 吴继平;邹建军;陈健;刘斌;徐万武;肖礼;张家奇;周奇遇 - 中国人民解放军国防科技大学
- 2021-07-27 - 2022-09-30 - F02K9/64
- 本发明公开了一种高温流体通道，包括筒状结构的通道壁与位于通道壁两端的连接座，通道壁包括若干筒状结构的壁面，各所述壁面逐层套设，且各所述壁面的端部均与连接座相连；每相邻的两个壁面之间具有筒状结构的环形间隙腔，且每相邻的两个壁面之间通过支撑组件相连。其通过将若干筒状结构的壁面逐层套设而形成高温流体通道的通道壁，并在相邻的壁面之间形成环形间隙腔，使得由通道内壁传递至通道外壁的热流大幅度降低，实现了高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。
- 分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构及焊接方法-202210471313.X
- 吴有亮;田原;刘潇;王天泰;王娟;丁煜朔;李泳江;赵世红;牛旭东;聂嵩;张强;孙浩 - 北京航天动力研究所
- 2022-04-28 - 2022-09-02 - F02K9/64
- 本发明提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、喉部段外壁半环，所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部分别单独进行扩散焊，通过所述喉部段外壁半环将所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部连接形成扩散焊身部结构整体，所述扩散焊身部结构装配间隙小，降低了装配难度，减少了焊接热输入，提高了扩散焊连接质量。除此之外，本发明还提供了上述扩散焊身部结构的焊接方法。
- 一种多层固定的高温流体通道-202110850558.9
- 邹建军;吴继平;肖礼;张家奇;徐万武;陈健;杨帆;刘斌;周奇遇 - 中国人民解放军国防科技大学
- 2021-07-27 - 2022-08-19 - F02K9/64
- 本发明公开了一种多层固定的高温流体通道，包括第一连接座、第二连接座以及筒状结构的通道壁，通道壁包括内壁与外壁，内壁包括若干内壁面，外壁包括若干壁面；相邻的两个内壁面之间、相邻的两个外壁面之间设有支撑组件；各外壁面的一端与第一连接座相连，另一端与第一连接座相连；各内壁面的一端与第一连接座相连，另一端与第二连接座之间设有变形间隙；最外层内壁面与最内层的外壁面之间设有限定结构。其通过将若干筒状结构的壁面逐层套设而形成多层固定的高温流体通道的通道壁，并在相邻的壁面之间形成环形间隙腔，使得由通道内壁传递至通道外壁的热流大幅度降低，实现了多层固定的高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。
- 一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构-202110450225.7
- 田原;吴有亮;王仙;马志瑜;刘潇;潘刚;潘亮;赵世红;牛旭东;王维彬;何昆;孙浩 - 北京航天动力研究所
- 2021-04-25 - 2022-07-29 - F02K9/64
- 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
- 一种轻质化复合冷却推力室身部装置-202210351488.7
- 谭永华;卞香港;高坤;宋大亮;李龙飞;王春民;王化余;章荣军;凌前程 - 西安航天动力研究所
- 2022-04-02 - 2022-07-08 - F02K9/64
- 本发明涉及一种轻质化复合冷却推力室身部装置，以解决目前推力室身部轻质化采用局部优化导致的热结构被破坏、减重程度有限的技术问题。该装置包括内至外依次设置的高温抗氧化热障涂层、内壁、冷却夹套及外壁；推力室身部由前至后依次设置圆筒段、收敛段及扩张段；扩张段后端外侧面设置有冷却剂入口和设置在入口集液环的入口集液腔；圆筒段前端外侧面设置有冷却剂出口和设置在出口集液环内的出口集液腔；冷却夹套包括多个沿推力室身部延伸方向设置的冷却通道和设置在相邻冷却通道之间的连接肋；多个冷却通道沿周向均匀分布；冷却通道连通入口集液腔和出口集液腔；内壁、冷却夹套及外壁均采用钛合金材料。
- 一种复合材料缠绕再生冷却推力室及加工工艺-202210265781.1
- 蔡国飙;俞南嘉;师浩然;周闯;焦博威 - 北京航空航天大学
- 2022-03-17 - 2022-06-21 - F02K9/64
- 本发明提供一种复合材料缠绕再生冷却推力室及加工工艺，涉及液体火箭发动机领域。复合材料缠绕再生冷却推力室包括推力室本体和复合材料层；推力室本体的外侧壁上设有冷却槽；复合材料层套设于推力室本体上，复合材料层包覆冷却槽以形成冷却通道，复合材料层由复合纤维在推力室本体上缠绕成型。加工成型有冷却槽的推力室本体外侧壁相当于夹层结构的内壳，套设在推力室本体上的复合材料层相当于夹层结构的外壳。由于复合材料层为复合纤维在推力室本体上缠绕成型，加工过程中没有采用钎焊工艺，故推力室本体的壁厚、冷却通道的高度不受钎焊技术条件的限制，可以使推力室本体的壁厚更小、使冷却通道的高度更低，从而提高冷却通道的冷却效果。
- 液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机-202110219212.9
- 李军;李纯飞;宋金帅;闫旭;李欢;刘磊 - 陕西蓝箭航天技术有限公司
- 2021-02-26 - 2022-05-27 - F02K9/64
- 本发明提供一种液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，其包括具有回转体结构的内壁；套设在内壁上的过渡段，过渡段开设有流道；过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与内壁之间设置有连通内腔和燃烧室的流通间隙；套设在过渡段上的外壁，外壁与过渡段之间设置有与流道连通外腔；其中，过渡段上开设有多个与所述内腔内壁相切的切向孔，切向孔连通外腔和内腔。本发明所述的液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀及，燃烧室下游冷却效果好的优点。
- 一种用于火箭发动机的等内壁面温度的冷却结构设计方法-202110245244.6
- 李龙;李轩;姚卫;汪球;栗继伟;赵伟 - 中国科学院力学研究所
- 2021-03-05 - 2022-05-24 - F02K9/64
- 本发明提供一种用于火箭发动机的等内壁面温度的冷却结构设计方法，包括：计算出推力室轴向上不同位置处工作时的燃气参数和绝热壁温；根据冷却剂的类型确定冷却通道围绕推力室的布置方式；由冷却通道入口至出口，将冷却通道沿流向划分为多个小段，计算该小段冷却通道中冷却剂的散热量；以整个推力室内壁壁温为一个恒定值作为基础，在满足冷却通道等水力直径下调整各小段冷却通道的形状；通过循环迭代，以满足此条件的冷却通道形状作为设计结果，完成设计过程。本发明以推力室内壁温度为恒定壁温，在保证冷却通道水力直径下对冷却通道的尺寸进行调整，可以有效地带走推力室壁面的热量，减小冷却通道内的燃料的压力损失，降低发动机结构重量和热应力。
- 一种用于火箭发动机的等内壁强度的冷却结构设计方法-202110245208.X
- 李龙;李轩;姚卫;汪球;栗继伟;赵伟 - 中国科学院力学研究所
- 2021-03-05 - 2022-04-22 - F02K9/64
- 本发明提供一种用于火箭发动机的等内壁强度的冷却结构设计方法，包括：计算出推力室轴向上不同位置处工作时的燃气参数和绝热壁温；根据冷却剂的类型确定冷却通道围绕推力室的布置方式；由冷却通道入口至出口，计算任意一小段冷却通道中冷却剂的散热量；以整个推力室内壁强度为一个恒定值作为基础，在满足冷却通道等水力直径下调整各小段的水力直径和尺寸；通过循环迭代，以满足此条件的冷却通道形状作为设计结果，完成设计过程。本发明以推力室内壁强度为等强度的恒定值作为基础，在满足冷却通道等水利直径的条件下，将传统的冷却通道进行优化，通道内压力损失小，结构简单、可靠，轻量化作用明显可以有效的减轻发动机的质量。
- 发动机推力室、火箭发动机、液体火箭-202110415966.1
- 高翔宇;张玺;刘岳曦;鲍启林;何佳丽 - 北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司
- 2021-04-16 - 2022-03-15 - F02K9/64
- 本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种发动机推力室、火箭发动机、液体火箭。一种发动机推力室包括：壳壁，其内间隔设置有若干流道，流道适于在燃气的流通方向上延伸；壳壁还包括：第一进口和第一出口，第一进口和第一出口分别设置在流道的两端；分隔件，设置在两相邻的流道之间；发动机推力室还包括：液冷模块，设置在壳壁上，其上设置有至少一第一腔室，第一腔室与至少一个流道连通；其中，分隔件上设置有液冷通道，液冷通道的一端与第一腔室连通，另一端连通于燃烧室。本发明中在燃烧室的内壁上形成贴壁的冷却液膜，将燃烧室内的高温与腔壁间实现隔离，避免发动机推力室腔壁位置处受高温影响而缩短使用寿命甚至熔化的问题。
- 散热管、燃烧室和发动机-202122738226.X
- 季兆山;王维新;李春光;李博洋;唐众民;付兴柏;熊书雅 - 湖北三江航天红阳机电有限公司
- 2021-11-10 - 2022-03-15 - F02K9/64
- 本实用新型公开了一种散热管、燃烧室和发动机，属于航天高温合金零件技术领域，该散热管包括管体，该管体的一端外周设置有第一通孔，以作为冷却液的入口，管体的另一端外周设置有第二通孔，以作为所述冷却液的出口；管体的侧壁内设置有第一导流腔，管体的第一导流腔两端分别与管体的第一通孔以及管体的第二通孔连通；管体的第一通孔和第二通孔沿管体的轴向的截面具有尖端，且管体的第一通孔和第二通孔的截面的尖端同向，且平行于管体的轴向。采用本实用新型提供的散热管，可以在无需外界支撑的前提下，实现3D打印。
- 专利分类
