[发明专利]用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室在审
| 申请号： | 201810597642.2 | 申请日： | 2018-06-12 |
| 公开（公告）号： | CN108953002A | 公开（公告）日： | 2018-12-07 |
| 发明（设计）人： | 葛明龙;其他发明人请求不公开姓名 | 申请（专利权）人： | 葛明龙;葛静 |
| 主分类号： | F02K9/62 | 分类号： | F02K9/62;F02K9/64;F02K9/52 |
| 代理公司： | 暂无信息 | 代理人： | 暂无信息 |
| 地址： | 100123 北京市朝*** | 国省代码： | 北京;11 |
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| 摘要： | 本发明涉及用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室。有液氧煤油或甲烷、液氧液氢、中等浓度过氧化氢煤油或液氢或NHMF燃料等无毒化双组元推进剂火箭推力室。推力范围：中型30‑150吨，大型150‑400吨，超大型400‑800吨。推力室结构通用性好和较简单。直流式头部强度高和刚性大，零件数大大减少，有双锥壳的涡轮排气输入装置。冷却排放隔板结构较简单，工作可靠，能有效抑制高频不稳定燃烧。用传统身部的技术继承性好。给出环形缝隙的内冷却改进方式，冷却效果更好。本发明的基本型和八种衍生型火箭推力室适用于单机可靠性能提高到0.9999和重复使用次数可达10‑200次的火箭发动机。 | ||
| 搜索关键词： | 火箭推力 冷却 直流式 隔板 液氢 排放 浓度过氧化氢 双组元推进剂 不稳定燃烧 火箭发动机 推力室结构 隔板结构 环形缝隙 可靠性能 冷却效果 输入装置 涡轮排气 液氧煤油 有效抑制 基本型 零件数 衍生型 煤油 甲烷 身部 双锥 液氧 单机 无毒 燃料 改进 | ||
【主权项】：
1.一种基本型火箭推力室，由头部(1)、身部(2)和隔板(3)组成并焊接一体，头部(1)和这三部分的连接件包括承力座(4)、法兰盘(5)、多孔内锥壳(6)、外锥壳(7)、涡轮排气引入管(8)、第一承力连接件(9)、第二承力连接件(9A)、第三承力连接件(9B)、连接集合环(10)、喷注器盘(11)、喷注弧段板组(12)、喷注径向板(13)、头身连接搭板(14)、点火燃料集合器(15)和点火燃料进入管(16)，其特征在于：头部(1)是把厚的喷注器盘(11)用各承力连接件与多孔内锥壳(6)连接一体的高强度头部(1A1)，从涡轮排气引入管(8)进入的是全部液氧与少量煤油或甲烷进行燃烧产生温度不超过800K的富氧气，多孔内锥壳(6)、外锥壳(7)和涡轮排气引入管(8)组成涡轮排气输入装置，身部(2)是圆柱段内径为1.05‑1.5m和用煤油或甲烷再生冷却并有冷却剂进入管(17)的传统身部(2A1)，隔板(3)是用煤油或甲烷从内部流过并排放的冷却排放隔板(3A1)，厚度宜取10％直径的喷注器盘(11)按等面积划分为中心圆形区(18)、6个第一圈扇形区(19)，12个第二圈扇形区(19A)和18个第三圈扇形区(19B)，各区内按同心圆双排和单排密集开有孔径宜小于10mm的气轴向孔(20)、隔板两边气轴向孔(20A)和外圈气轴向孔(20B)用来喷注涡轮排气，喷注弧段板组(12)和喷注径向板(13)双排和单排开有液体孔径宜小于2mm的流体自击对(21)、流体小轴向孔(22)和外圈流体斜孔(23)用来喷注煤油或甲烷，一个自击角0‑30度的流体自击对(21)与一个气轴向孔(20)组成自击互击喷注单元及一个外圈流体斜孔(23)与一个外圈气轴向孔(20B)组成互击角0‑30度的互击喷注单元，连接集合环(10)沿圆周均匀开有点火燃料斜孔(24)、冷却剂输送孔(25)和环形缝隙(26)，由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧煤油或甲烷推力室。
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- 本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变几何燃烧室动密封结构，采用接触式密封及非接触式密封相结合的方式，实现铰链连接处转动动密封、燃烧室各顶板与侧板之间的平动动密封。其中,燃烧室固定段与燃烧室可变段连接法兰端面开有密封槽,燃烧室内腔底板两侧边开有密封槽；燃烧室可变段内腔各顶板通过转轴与圆弧凹槽相连形成机械密封,纵向凹槽内的石墨条与转轴间形成填料密封；燃烧室可变段各顶板开有迷宫通道，各顶板与侧板间实现平动动密封；各顶板侧面的横向凹槽内的紫铜条与侧板间形成填料密封；顶板之间连接处由两顶板的紫铜条贴合形成机械密封。密封结构既满足发动机密封要求，又具有结构简单，加工方便，容易实现的优点。
- 小型气气喷注光学透明燃烧装置-201510206665.2
- 俞南嘉;戴健;蔡国飙 - 北京航空航天大学
- 2015-04-28 - 2015-09-09 - F02K9/62
- 本发明公开了一种小型气气喷注光学透明燃烧装置，适用于进行多光学诊断技术领域。所述的气气喷注光学透明燃烧装置包括燃烧室头腔、透明燃烧室和燃烧室尾部，所述燃烧室头腔与燃烧室尾部通过均布的四个螺杆将所述的透明燃烧室固定在中间；所述螺杆两端分别配合连接四个六角螺帽A和四个六角螺帽C对透明燃烧室施加预紧力，达到透明燃烧室内的密封要求；六角螺帽B配合连接在螺杆上，并处于燃烧室压盖下方，用于支撑燃烧室压盖。本发明提供的装置对燃烧状态进行全面检测，对其深入研究燃烧机理提供了帮助。本发明根据燃烧中的相似性原理，建立低压环境下燃烧机理研究准则，能够对高压条件下燃烧情况进行预测。
- 超音速客机用一种有声腔火箭推力室-201520016611.5
- 葛明龙 - 葛明龙
- 2015-01-12 - 2015-08-05 - F02K9/62
- 本实用新型涉及一种有声腔火箭推力室，属于70％-75％过氧化氢/航空煤油中压补燃火箭发动机。为了能研制出满足超音速客机使用要求的火箭发动机，本实用新型采用有声腔三层底头部结构、两种气液喷注单元、管束式身部结构等推力室技术方案。主要优点是推力室燃烧温度很低，推力室身部冷却很可靠，进入推力室的富氧气温度不到400℃，声腔能有效减振，大大减少技术难度，具备用较小代价和较短时间研制出超音速客机用火箭发动机的条件。本实用新型主要用于超音速客机，也适用于火箭飞机、航天飞机、星际飞船、运载火箭、液体导弹等。
- 一种开槽同轴针栓式喷注器推力室-201410264384.8
- 凌前程;高坤;林革;李军;刘新华;章荣军;宋大亮;种衡阳;刘永兴;丰雪平 - 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
- 2014-06-13 - 2014-12-24 - F02K9/62
- 本发明涉及一种开槽同轴针栓式喷注器推力室。包括中心筒与壳体，中心筒与壳体之间还设置有内套筒与外套筒；外套筒与壳体形成外圈通道及环形喷嘴；内套筒与中心筒形成中心通道及径向喷嘴；外套筒上端通过主弹簧和垫环与中心筒相连；内套筒上端通过副弹簧和垫环与中心筒相连。本发明提供了一种高效率、成本低的开槽同轴针栓式喷注器推力室。
- 一种开槽同轴针栓式喷注器推力室-201420317622.2
- 凌前程;高坤;林革;李军;刘新华;章荣军;宋大亮;种衡阳;刘永兴;丰雪平 - 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
- 2014-06-13 - 2014-12-03 - F02K9/62
- 本实用新型涉及一种开槽同轴针栓式喷注器推力室。包括中心筒与壳体，中心筒与壳体之间还设置有内套筒与外套筒；外套筒与壳体形成外圈通道及环形喷嘴；内套筒与中心筒形成中心通道及径向喷嘴；外套筒上端通过主弹簧和垫环与中心筒相连；内套筒上端通过副弹簧和垫环与中心筒相连。本实用新型提供了一种高效率、成本低的开槽同轴针栓式喷注器推力室。
- 一种切换燃料的火箭推力室-201420296582.8
- 葛明龙 - 葛明龙
- 2014-06-06 - 2014-10-22 - F02K9/62
- 本实用新型涉及一种切换燃料的火箭推力室，属于过氧化氢/煤油切换成液氢补燃式火箭发动机。为了解决把过氧化氢/液氢发动机和过氧化氢/煤油发动机合而为一并实现切换燃料的问题，本实用新型采用适宜把煤油切换成液氢的头部四底三腔結构、富氢气和超富氢气与煤油共用的组合式燃料喷嘴、切换燃料前后连续喷注热的富氧气的直孔式氧化剂喷嘴、切换燃料前后不间断地流过氧化剂进行冷却的身部双层夹套结构等推力室技术方案。本实用新型适用于单级入轨火箭发动机，也适用于地面点火启动的可重复使用航天飞行器发动机和芯级火箭发动机，还可不切换燃料用作又一种过氧化氢/液氢上面级火箭发动机的推力室。
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