[发明专利]空间推进系统在审
| 申请号： | 201880050261.0 | 申请日： | 2018-07-26 |
| 公开（公告）号： | CN111226031A | 公开（公告）日： | 2020-06-02 |
| 发明（设计）人： | A·米诺蒂 | 申请（专利权）人： | A·米诺蒂 |
| 主分类号： | F02K9/42 | 分类号： | F02K9/42;F03H99/00;F02K99/00;F02K9/62 |
| 代理公司： | 永新专利商标代理有限公司 72002 | 代理人： | 王丽军 |
| 地址： | 意大*** | 国省代码： | 暂无信息 |
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| 摘要： | 空间推进系统(1)，具有减小的大小，特别为小型化卫星应用而设计，但可以根据目标运载器的各种大小容易进行缩放，并且空间推进系统包括：燃烧室(10)，以下述方式实现：具有圆柱形壁(13)的圆柱形容器(11)，第一端(12)，至少设置有用于燃烧剂、燃料和/或它们的混合物的喷射导管(15)，用于根据与所述圆柱壁相切的方向喷射，以在燃烧室(10)中产生螺旋形燃烧路径，可能有的用于燃料或燃烧剂的附加垂直喷射导管(16)；以及相反端(14)，设置有排气导管(19)，根据与所述圆柱形壁(13)相切的方向布置，以接收和引导所述螺旋形路径，其中，在圆柱形壁的情况下，在其内部具有催化材料的沉积物，用于加速燃烧；以及超声波喷嘴(20)，其连接到排放导管(19)，用于排放燃烧室内的燃烧产物。 | ||
| 搜索关键词： | 空间 推进 系统 | ||
【主权项】：
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- 郭康康;徐伯起;任永杰;倪蕾;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
- 2022-03-16 - 2022-06-21 - F02K9/42
- 本发明公开了一种能产生自激横向高频不稳定燃烧的矩形模型火箭发动机，包括喷嘴组件、沿喷注方向依次同轴布设且均为矩形的氧化剂腔室、喷注面板、燃烧室和尾喷管；喷嘴组件包括喷嘴固定面板和与燃料喷孔数量相等的喷嘴；每根喷嘴与对应燃料喷孔之间均形成环形的燃料喷注环缝；燃烧室设置有点火接口、横向高频压力监测口和纵向高频压力监测口；横向高频压力监测口用于监测燃烧室内的横向不稳定燃烧；纵向高频压力监测口能监测燃烧室内的纵向不稳定燃烧。本发明由于燃烧室采用矩形设计，同时喷注面板采用单排横向布局，易于产生自激横向燃烧不稳定，方便后续研究发动机点火试验过程中横向燃烧不稳定的产生机理和控制方式。
- 一种姿控发动机低成本导流筒-202120747525.7
- 王军辉;胥磊;杨军;卢睿;王蓉晖;罗明昌;韩飞;吴敏;张瑞阳 - 西安航天动力技术研究所
- 2021-04-13 - 2022-06-17 - F02K9/42
- 本实用新型提供了一种姿控发动机低成本导流筒，包括：套管4、非金属内衬5、堵盖6和连接螺钉7。本实用新型具有结构简单、造价低的优点，解决姿控发动机工作时的射流排导问题，避免影响舱内设备。本实用新型避免了复杂的模具设计和成型要求，工艺性好，在小批量生产时成本降低约50％。本实用新型包含堵盖6的设计，能够使导弹在稠密大气层内飞行时仍保持良好的气动外形；堵盖6冲开时整体飞出，无多余飞溅物。同时，本实用新型已成功应用于某型号的导弹设计，通过了地面试验和飞行试验考核，技术成熟。
- 研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机-202210342727.2
- 郭康康;任永杰;聂万胜;仝毅恒;林伟;徐伯起 - 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
- 2022-03-31 - 2022-06-10 - F02K9/42
- 本发明公开了研究双液相推进剂切向不稳定燃烧的撞击式模型发动机，包括氧化剂集液腔、推进剂隔板、喷注面板、自激圆柱体和燃烧室；喷注面板的顶面设有与推进剂隔板密封配合的隔板槽；位于隔板槽正下方的喷注面板上开设有燃料集液腔；位于燃料集液腔正下方的喷注面板上沿周向均匀布设有若干个燃料喷孔；位于隔板槽内部的喷注面板上沿周向均匀布设有与燃料喷孔数量相等的氧化剂喷孔；自激圆柱体同轴布设在燃烧室上游端，自激圆柱体与燃烧室之间形成燃烧室自激圆环；燃料喷孔与对应氧化剂喷孔相交设置，且交点位于燃烧室自激圆环中。本发明能够研究双液相推进剂火箭发动机中出现的高频切向不稳定燃烧特性，能为工程实践中解决不稳定燃烧提供指导。
- 一种凝胶燃料性能测试发动机-202011450702.1
- 马祖东;封锋 - 南京理工大学
- 2020-12-12 - 2022-05-20 - F02K9/42
- 本发明种凝胶燃料性能测试发动机，包括燃烧室、第一绝热套、药室、第一通气板、后封盖、第二绝热套、第二通气板、支撑套、喷管、底座、推力转接头、膏药，所述底座与燃烧室的一端通过内螺纹连接，所述推力转接头与燃烧室的一端通过外螺纹连接，所述第一绝热套设置在燃烧室内壁上，所述药室设置在燃烧室内，所述第一通气板沿设置在燃烧室内，且位于药室的端口，所述第二通气板通过支撑套固定在第一通气板上，且位于药室内，所述后封盖设置在燃烧室的一端，所述第二绝热套固定在燃烧室和后封盖之间；所述喷管设置在后封盖上，所述膏药设置在药室内。本发明强度可达120Mpa，满足强药性的膏体燃料使用。
- 基于微流控技术的含能液体激光增强推进装置-201911257483.2
- 吴立志;曹金乐;朱朋;沈瑞琪;叶迎华 - 南京理工大学
- 2019-12-10 - 2022-05-13 - F02K9/42
- 本发明属于激光推进领域，具体涉及一种基于微流控技术的含能液体激光增强推进装置。包括微流体供给系统，微反应混合芯片系统和激光烧蚀系统；微流体供给系统和微反应混合芯片系统通过微管连接，且将推进剂传输至微反应混合芯片系统；微反应混合芯片系统包括两个微流道和混合燃烧室，流体出口端设有喷口，喷口轴线方向为激光脉冲入射方向；激光烧蚀系统和微反应混合芯片系统之间通过光纤连接，烧蚀微反应混合芯片系统中的含能推进剂。本申请的推进装置能实现快速点火，推力可控，流量可控，而且同时可为微小卫星提供具有较高比冲和推冲比。
- 一种开式循环液氧煤油发动机系统及其使用方法-202111561865.1
- 刘上;韩红伟;童飞;冯耀辉;姜垒;韩豹;王艺杰 - 西安航天动力研究所
- 2021-12-20 - 2022-05-10 - F02K9/42
- 本发明属于液氧煤油发动机系统及其使用方法，为解决目前的开式循环液氧煤油发动机系统由于采用了内置式火药点火装置，导致火箭发射前的准备环节多、使用可靠性差以及氧主阀和氧主路设计较为复杂的技术问题，提供一种开式循环液氧煤油发动机系统及其使用方法。本发明的系统中氧化剂泵出口与推力室相连且之间设有氧化剂主阀，氧化剂副路入口端连接于氧化剂泵出口与氧化剂主阀之间，出口端与燃气发生器相连，燃料泵出口与推力室相连且之间设有燃料主阀，燃料副路入口端连接于燃料泵出口与燃料主阀之间，出口端与燃气发生器相连，涡轮上设有火药起动器，燃气发生器上设有烟火点火器，燃气发生器出口与涡轮相连，推力室采用化学点火方法。
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