CN114439647B - 一种组合动力火箭发动机喷注器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种组合动力火箭发动机喷注器，主要包括喷注器下底、喷注器中底、喷注器上底、喷注器上盖、推进剂入口嘴及室压测压嘴，喷注器下底与喷注器中底组成组合件，然后与喷注器上底对位焊接，喷注器上盖与喷注器上底接触安装焊接在一起，推进剂入口嘴的一端安装在喷注器上盖上端面上，另一端与推进剂供给管路球头连接，室压测压嘴的一端安装在喷注器上底上端面上，另一端与施压传感器球头连接。本发明采用等比例复谐声腔结构设计，同时可以抑制启动及稳态阶段的不稳定燃烧，结构简单，工艺性好，焊缝均可检测，生产成本低，热结构强度稳定可靠，可多次重复使用且制作原材料成本低廉，易采购。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，特别涉及一种组合动力火箭发动机喷注器。
背景技术
喷注器是组合动力液体火箭发动机的核心部件，其位于推力室的头部，其功能是在规定的推进剂流量、混合比和喷注压降下，将推进剂均匀的喷入燃烧室，保证混合比和质量分布满足设计状态要求，并迅速的完成推进剂的雾化、混合过程，使得推进剂在燃烧室内高效充分的燃烧。喷注器的设计水平和加工精度对燃烧室的稳定性、效率和寿命都影响极大。现有的组合动力火箭发动机推力器采用多种零件组成内部流道，结构形状复杂，连接成型困难，而且死通道、盲孔较多，特别是喷注器内部是多个零件通过真空钎焊连接固定，钎焊缝不可检测，对钎焊工艺要求高，同时首件需剖切检测焊缝质量，生产成本高。
发明内容
本发明所解决的技术问题是提供一种组合动力火箭发动机喷注器，喷注器中底与喷注器下底通过两道对接环形激光焊缝固定组成组合件，之后再与喷注器上底配合安装，对接缝均是环形的激光焊缝或电子束焊缝，解决现有的组合动力火箭发动机推力器采用多种零件组成内部流道，结构形状复杂，连接成型困难，而且死通道、盲孔较多，特别是喷注器内部是多个零件通过真空钎焊连接固定，钎焊缝不可检测，对钎焊工艺要求高，同时首件需剖切检测焊缝质量，成本高的问题。
本发明采用的技术方案是：一种组合动力火箭发动机喷注器，主要包括喷注器下底、喷注器中底、喷注器上底、喷注器上盖、推进剂入口嘴及室压测压嘴，所述喷注器下底与所述喷注器中底通过两道对接环形激光焊缝固定组成组合件，然后与所述喷注器上底对位焊接，所述喷注器上盖与喷注器上底接触安装，且所述喷注器上盖与喷注器上底的接触面形成的环形对接缝采用激光焊接将两者固定连接在一起，所述推进剂入口嘴的一端安装在喷注器上盖上端面上，另一端与推进剂供给管路球头连接，所述室压测压嘴的一端安装在喷注器上底上端面上，另一端与室压传感器球头连接。
进一步优化，所述喷注器下底为底面为平面，上端面带有环形凸起面的圆环状结构，所述环形凸起面为四个，内侧及外侧的凸起面与喷注器下底的内环侧面及外环侧面相接，中部的凸起面高度高于内侧及外侧的凸起面，所述喷注器下底的底面上设置有成对的氧化剂喷嘴及燃料喷嘴，一组所述氧化剂喷嘴其中一个位于外侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，另一个位于内侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，所述燃料喷嘴位于中部的两个凸起面之间的底面上，所述喷注器下底的上端面最外侧凸起面上加工有外部定位凹槽、喷注器下底的上端面中间的凸起面上加工有内部定位凹槽，所述外部定位凹槽和内部定位凹槽之间的凸起面为内部安装定位对接端面，所述喷注器下底的内环侧面及外环侧面为外部安装定位对接端面。
进一步优化，所述喷注器中底为环形结构，喷注器中底的底面上加工有与内部定位凹槽配合对位的安装定位凸起，喷注器中底的底面上加工有与内部安装定位对接端面配合的安装定位端面，其环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器中底的顶面上间隔均匀布置有安装定位台阶，所述安装定位台阶上端为环状对接端面，所述环状对接端面中心加工有燃料内流道，所述燃料内流道为上下贯通的通孔。
进一步优化，所述喷注器上底法兰端面设置有偶数个热试车安装固定孔与试验台热试工装连接，连接封严齿与退火时的紫铜垫片接触，标准螺栓连接穿过喷注器连接孔与燃烧室连接固定，安装定位凸起与喷注器下底的外部定位凹槽定位配合，锁底安装台阶与喷注器下底的外部安装定位对接端面配合安装，其环形对接缝采用激光或电子束焊焊接，所述喷注器上底上加工有测压嘴对接定位孔与室压测压嘴配合，考虑喷注器上底流通面积大于喷注器下底流通面积，所述喷注器上底上设置两路氧化剂内流道，氧化剂内流道上端面与推进剂入口嘴配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，点火器安装封严齿与点火器密封垫接触配合安装，上盖安装定位台阶与喷注器上盖接触安装，且上端面形成的环形对接缝采用激光焊接，上盖对接端面与喷注器上盖配合安装，环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器上底上设置等比例关系的圆柱状复谐声腔，燃料流道定位端面与喷注器中底的安装定位台阶接触定位，燃料流道定位孔与喷注器中底的环状对接端面配合安装，其环形对接缝采用激光焊接。
进一步优化，所述喷注器上盖上设置氧化剂流道定位孔与喷注器上底的上盖安装定位台阶接触安装，且上端面形成的环形对接缝采用激光焊接，安装对接端面与喷注器上底的上盖对接端面配合安装，环形对接缝采用激光焊接，上盖燃料流道定位孔与推进剂入口嘴配合安装。
进一步优化，所述推进剂入口嘴的一端设置平直对接端面分别与喷注器上底的氧化剂内流道的上端面及喷注器上盖的上盖燃料流道定位孔配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，所述推进剂入口嘴的另一端设置成航天标准螺纹锥口，与推进剂供给管路球头连接。
进一步优化，所述室压测压嘴的一端加工成锥台对接端面与喷注器上底的测压嘴对接定位孔配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，另一端设置成航天标准螺纹锥口，与室压传感器球头连接。
进一步优化，考虑喷注器中底流通面积大于喷注器下底流通面积，所述安装定位台阶和环状对接端面的数量为8个，沿圆周均匀分布，安装定位台阶和环状对接端面的内部设置有八路燃料内流道。
进一步优化，所述焊接的焊缝均可检测，焊缝等级为I级。
进一步优化，所述喷注器下底、喷注器中底、喷注器上底、喷注器上盖、推进剂入口嘴及室压测压嘴的材质为钛合金。
本发明的有益效果是：
1、采用等比例复谐声腔结构设计，同时可以抑制启动及稳态阶段的不稳定燃烧。
2、结构简单，工艺性好，焊缝均可检测，生产成本低。
3、热结构强度稳定可靠，可多次重复使用。
4、制作原材料成本低廉，易采购。
附图说明
图1为一种组合动力火箭发动机喷注器俯视图；
图2为一种组合动力火箭发动机喷注器仰视图；
图3为一种组合动力火箭发动机喷注器剖视图；
图4为喷注器下底与喷注器中底组装结构示意图；
图5为喷注器下底结构示意图一；
图6为喷注器下底结构示意图二；
图7为喷注器下底结构示意图三；
图8为喷注器中底结构示意图一；
图9为喷注器中底结构示意图二；
图10为喷注器中底结构示意图三；
图11为喷注器上底结构示意图一；
图12为喷注器上底结构示意图二；
图13为喷注器上底结构示意图三；
图14为喷注器上盖结构示意图；
图15为推进剂入口嘴结构示意图；
图16为室压测压嘴结构示意图。
附图标记：1-喷注器下底，2-喷注器中底，3-喷注器上底，4-喷注器上盖，5-推进剂入口嘴，6-室压测压嘴，11-氧化剂喷嘴，12-燃料喷嘴，13-外部定位凹槽，14-内部定位凹槽，15-内部安装定位对接端面，16-外部安装定位对接端面，21-安装定位凸起，22-安装定位端面，23-安装定位台阶，24-环状对接端面，25-燃料内流道，31-热试车安装固定孔，32-喷注器连接孔，33-安装定位凸起，34-连接封严齿，35-测压嘴对接定位孔，36-氧化剂内流道，37-点火器安装封严齿，38-上盖安装定位台阶，39-上盖对接端面，310-复谐声腔，311-锁底安装台阶，312-燃料流道定位端面，313-燃料流道定位孔，41-氧化剂流道定位孔，42-安装对接端面，43-上盖燃料流道定位孔，51-平直对接端面，61-锥台对接端面。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步的详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明涉及一种组合动力火箭发动机喷注器，喷注器中底2与喷注器下底1通过两道对接环形激光焊缝固定组成组合件，之后再与喷注器上底3配合安装，对接缝均是环形的激光焊缝或电子束焊缝，喷注器的各个焊缝均可检测，等级为I级，解决现有的组合动力火箭发动机推力器采用多种零件组成内部流道，结构形状复杂，连接成型困难，而且死通道、盲孔较多，特别是喷注器内部是多个零件通过真空钎焊连接固定，钎焊缝不可检测，对钎焊工艺要求高，同时首件需剖切检测焊缝质量，成本高的问题。
如图1～图4所示，组合动力火箭发动机喷注器主要由喷注器下底1、喷注器中底2、喷注器上底3、喷注器上盖4、推进剂入口嘴5及室压测压嘴6等部分组成，喷注器下底1采用钛合金棒材一体化加工，保证下底微小孔尺寸加工精度、偏斜角度、一致性及多孔定位的相交及相错度；喷注器中底2采用钛合金棒材一体化加工，开口流通面积大于喷注器下底1喷嘴流通面积，喷注器中底2与喷注器下底1激光环向对接焊接配合装配，将喷注器下底1两路推进剂流道完全隔离分开。喷注器上底3采用钛合金棒材一体化加工而成，中心设置点火器安装接口，在喷注器上底3轴向端面上设置成对的轴向复谐声腔310，喷注器上底3与喷注器中底2和喷注器下底1组合件通过激光或电子束焊接配合装配；喷注器上盖4采用钛合金板料一体化加工成型，其与喷注器上底3通过激光或电子束焊接配合装配；推进剂入口嘴5采用钛合金棒材一体化加工，一端按照航天标准加工成螺纹锥口，另一端按照特定角度弯曲成型，与喷注器组合件装配体通过氩弧焊接固定；室压测压嘴6采用钛合金棒材一体化加工，成90°直角，一端按照航天标准加工成螺纹锥口，另一端加工成锥台对接端面，与喷注器组合件装配体通过氩弧焊接固定，上述零部件装配安装成了一套组合动力火箭发动机喷注器。
如图5～图7所示，喷注器下底1为底面为平面，上端面带有环形凸起面的圆环状结构，环形凸起面为四个，内侧及外侧的凸起面与喷注器下底1的内环侧面及外环侧面相接，中部的凸起面高度高于内侧及外侧的凸起面，四个凸起面将喷注器下底1的上端面由内至外形成3个环形槽体，喷注器下底1的底面上设置有成对的氧化剂喷嘴11及燃料喷嘴12，一组氧化剂喷嘴11其中一个位于外侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，即外侧环形槽体底面上，另一个位于内侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，即内侧环形槽体底面上。燃料喷嘴12位于中部的两个凸起面之间的底面上，即中间的环形槽体底面上。喷注器下底1的上端面最外侧凸起面上加工有外部定位凹槽13、喷注器下底1的上端面中间的凸起面上加工有内部定位凹槽14，外部定位凹槽13和内部定位凹槽14之间的凸起面为内部安装定位对接端面15，喷注器下底1的内环侧面及外环侧面为外部安装定位对接端面16。
如图8～图10所示，喷注器中底2为环形结构，喷注器中底2的底面上加工有与内部定位凹槽14配合对位的安装定位凸起21，喷注器中底2的底面上加工有与内部安装定位对接端面15配合的安装定位端面22，其环形对接缝采用激光焊接，喷注器中底2的顶面上间隔均匀布置有安装定位台阶23，安装定位台阶23上端为环状对接端面24，环状对接端面24中心加工有燃料内流道25，燃料内流道25为上下贯通的通孔。安装定位台阶23和环状对接端面24的数量为8个，沿圆周均匀分布，考虑喷注器中底2流通面积大于喷注器下底1流通面积，所以在安装定位台阶23和环状对接端面24的内部设置有八路燃料内流道25。
如图11～13所示，喷注器上底3法兰端面设置有偶数个热试车安装固定孔31与试验台热试工装连接，连接封严齿34与退火时的紫铜垫片接触，标准螺栓连接穿过喷注器连接孔32与燃烧室连接固定，安装定位凸起33与喷注器下底1的外部定位凹槽13定位配合，锁底安装台阶311与喷注器下底1的外部安装定位对接端面16配合安装，其环形对接缝采用激光或电子束焊焊接，喷注器上底3上加工有测压嘴对接定位孔35与室压测压嘴6配合，考虑喷注器上底流通面积大于喷注器下底流通面积，喷注器上底3上设置两路氧化剂内流道36，氧化剂内流道36上端面与推进剂入口嘴5配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，点火器安装封严齿37与点火器密封垫接触配合安装，上盖安装定位台阶38与喷注器上盖4接触安装，且上端面形成的环形对接缝采用激光焊接，上盖对接端面39与喷注器上盖4配合安装，环形对接缝采用激光焊接，喷注器上底3上设置等比例关系的圆柱状复谐声腔310，燃料流道定位端面312与喷注器中底2的安装定位台阶23接触定位，燃料流道定位孔313与喷注器中底2的环状对接端面24配合安装，其环形对接缝采用激光焊接。
如图14所示，喷注器上盖4上设置氧化剂流道定位孔41与喷注器上底3的上盖安装定位台阶38接触安装，且上端面形成的环形对接缝采用激光焊接，安装对接端面42与喷注器上底3的上盖对接端面39配合安装，环形对接缝采用激光焊接，上盖燃料流道定位孔43与推进剂入口嘴5配合安装。
如图15所示，推进剂入口嘴5的一端设置平直对接端面51分别与喷注器上底3的氧化剂内流道36的上端面及喷注器上盖4的上盖燃料流道定位孔43配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，所述推进剂入口嘴5的另一端设置成航天标准螺纹锥口，与推进剂供给管路球头连接。
如图16所示，室压测压嘴6的一端加工成锥台对接端面61与喷注器上底3的测压嘴对接定位孔35配合安装，对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，另一端设置成航天标准螺纹锥口，与室压传感器球头连接。
以上所述是本发明的具体实施例及所运用的技术原理，任何基于本发明技术方案基础上的任何修改、等效变换，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于，主要包括喷注器下底（1）、喷注器中底（2）、喷注器上底（3）、喷注器上盖（4）、推进剂入口嘴（5）及室压测压嘴（6），所述喷注器下底（1）与所述喷注器中底（2）通过两道对接环形激光焊缝固定组成组合件，然后与所述喷注器上底（3）对位焊接，所述喷注器上盖（4）与喷注器上底（3）接触安装，且所述喷注器上盖（4）与喷注器上底（3）的接触面形成的环形对接缝采用激光焊接将两者固定连接在一起，所述推进剂入口嘴（5）的一端安装在喷注器上盖（4）上端面上，另一端与推进剂供给管路球头连接，所述室压测压嘴（6）的一端安装在喷注器上底（3）上端面上，另一端与室压传感器球头连接，所述喷注器下底（1）为底面为平面、上端面带有环形凸起面的圆环状结构，所述环形凸起面为四个，内侧及外侧的凸起面分别与喷注器下底（1）的内环侧面及外环侧面相接，中部的凸起面高度高于内侧及外侧的凸起面，所述喷注器下底（1）的底面上设置有成对的氧化剂喷嘴（11）及燃料喷嘴（12），一组所述氧化剂喷嘴（11）其中一个位于外侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，另一个位于内侧的凸起面及与其相邻的凸起面之间的底面上，所述燃料喷嘴（12）位于中部的两个凸起面之间的底面上，所述喷注器下底（1）的上端面最外侧凸起面上加工有外部定位凹槽（13），喷注器下底（1）的上端面中间的凸起面上加工有内部定位凹槽（14），所述外部定位凹槽（13）和内部定位凹槽（14）之间的凸起面为内部安装定位对接端面（15），所述喷注器下底（1）的内环侧面及外环侧面为外部安装定位对接端面（16），所述喷注器中底（2）为环形结构，喷注器中底（2）的底面上加工有与内部定位凹槽（14）配合对位的安装定位凸起（21），喷注器中底（2）的底面上加工有与内部安装定位对接端面（15）配合的安装定位端面（22），其对接环形激光焊缝采用激光焊接，所述喷注器中底（2）的顶面上间隔均匀布置有安装定位台阶（23），所述安装定位台阶（23）上端为环状对接端面（24），所述环状对接端面（24）中心加工有燃料内流道（25），所述燃料内流道（25）为上下贯通的通孔，所述喷注器上底（3）的安装定位凸起（33）与喷注器下底（1）的外部定位凹槽（13）定位配合，所述喷注器上底（3）的锁底安装台阶（311）与喷注器下底（1）的外部安装定位对接端面（16）配合安装，所述喷注器上底（3）的燃料流道定位端面（312）与喷注器中底（2）的安装定位台阶（23）接触定位，所述喷注器上底（3）的燃料流道定位孔（313）与喷注器中底（2）的环状对接端面（24）配合安装。
2.根据权利要求1所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述喷注器上底（3）法兰端面设置有偶数个热试车安装固定孔（31）用于与试验台热试工装连接，所述喷注器上底（3）的连接封严齿（34）与退火时的紫铜垫片接触，标准螺栓穿过所述喷注器上底（3）的喷注器连接孔（32）与燃烧室连接固定，锁底安装台阶（311）与外部安装定位对接端面（16）的环形对接缝采用激光或电子束焊焊接，所述喷注器上底（3）上加工有测压嘴对接定位孔（35）与室压测压嘴（6）配合，所述喷注器上底（3）上设置两路氧化剂内流道（36），氧化剂内流道（36）上端面与推进剂入口嘴（5）配合安装，氧化剂内流道（36）上端面与推进剂入口嘴（5）的对接端面采用氩弧焊角焊缝固定，所述喷注器上底（3）的点火器安装封严齿（37）与点火器密封垫接触配合安装，所述喷注器上底（3）的上盖安装定位台阶（38）与喷注器上盖（4）接触安装，且上盖安装定位台阶（38）的上端面与喷注器上盖（4）形成的环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器上底（3）的上盖对接端面（39）与喷注器上盖（4）配合安装，上盖对接端面（39）与喷注器上盖（4）的环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器上底（3）上设置圆柱状复谐声腔（310），燃料流道定位孔（313）与环状对接端面（24）的环形对接缝采用激光焊接。
3.根据权利要求2所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述喷注器上盖（4）上设置氧化剂流道定位孔（41）与喷注器上底（3）的上盖安装定位台阶（38）接触安装，且上盖安装定位台阶（38）上端面与氧化剂流道定位孔（41）形成的环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器上盖（4）的安装对接端面（42）与喷注器上底（3）的上盖对接端面（39）配合安装，安装对接端面（42）与上盖对接端面（39）的环形对接缝采用激光焊接，所述喷注器上盖（4）的上盖燃料流道定位孔（43）与推进剂入口嘴（5）配合安装。
4.根据权利要求2所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述推进剂入口嘴（5）的一端设置平直对接端面（51）分别与喷注器上底（3）的氧化剂内流道（36）的上端面及喷注器上盖（4）的上盖燃料流道定位孔（43）配合安装，平直对接端面（51）采用氩弧焊角焊缝固定，所述推进剂入口嘴（5）的另一端设置成航天标准螺纹锥口，与推进剂供给管路球头连接。
5.根据权利要求2所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述室压测压嘴（6）的一端加工成锥台对接端面（61）与喷注器上底（3）的测压嘴对接定位孔（35）配合安装，锥台对接端面（61）采用氩弧焊角焊缝固定，另一端设置成航天标准螺纹锥口，与室压传感器球头连接。
6.根据权利要求1所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述安装定位台阶（23）和环状对接端面（24）的数量为8个，沿圆周均匀分布，安装定位台阶（23）和环状对接端面（24）的内部设置有八路燃料内流道（25）。
7.根据权利要求1~6任意一项所述的一种组合动力火箭发动机喷注器，其特征在于：所述喷注器下底（1）、喷注器中底（2）、喷注器上底（3）、喷注器上盖（4）、推进剂入口嘴（5）及室压测压嘴（6）的材质为钛合金。
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Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3474971A (en) * | 1967-06-14 | 1969-10-28 | North American Rockwell | Two-piece injector |
| JP2005061385A (ja) * | 2003-08-20 | 2005-03-10 | Ihi Aerospace Co Ltd | 液体燃料と液体酸化剤を用いる点火器一体型燃料噴射器 |
| CN106837609A (zh) * | 2017-04-07 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种变推力固液火箭发动机双路离心式喷注器结构 |
| CN109469559A (zh) * | 2019-01-24 | 2019-03-15 | 北京宇航推进科技有限公司 | 液体火箭发动机的一体化喷注器 |
| CN109780541A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-05-21 | 西安航天动力研究所 | 可实现大范围变工况的气动雾化液液喷注方法及喷注器 |
| CN209414006U (zh) * | 2019-02-01 | 2019-09-20 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 一种发动机推力室喷注器 |
| CN112427794A (zh) * | 2020-11-11 | 2021-03-02 | 上海空间推进研究所 | 全真空电子束焊组合式直流互击头部结构及焊接方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9404441B2 (en) * | 2008-08-18 | 2016-08-02 | Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. | Low velocity injector manifold for hypergolic rocket engine |
-
2022
- 2022-01-05 CN CN202210007518.2A patent/CN114439647B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3474971A (en) * | 1967-06-14 | 1969-10-28 | North American Rockwell | Two-piece injector |
| JP2005061385A (ja) * | 2003-08-20 | 2005-03-10 | Ihi Aerospace Co Ltd | 液体燃料と液体酸化剤を用いる点火器一体型燃料噴射器 |
| CN106837609A (zh) * | 2017-04-07 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种变推力固液火箭发动机双路离心式喷注器结构 |
| CN109780541A (zh) * | 2018-12-21 | 2019-05-21 | 西安航天动力研究所 | 可实现大范围变工况的气动雾化液液喷注方法及喷注器 |
| CN109469559A (zh) * | 2019-01-24 | 2019-03-15 | 北京宇航推进科技有限公司 | 液体火箭发动机的一体化喷注器 |
| CN209414006U (zh) * | 2019-02-01 | 2019-09-20 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 一种发动机推力室喷注器 |
| CN112427794A (zh) * | 2020-11-11 | 2021-03-02 | 上海空间推进研究所 | 全真空电子束焊组合式直流互击头部结构及焊接方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用;吕延达等;宇航材料工艺;20200830(第04期);第87-91页 * |
| 液体火箭发动机喷注器焊缝强度分析与研究;陈祎航等;中国航天第三专业信息网第三十九届技术交流会暨第三届空天动力联合会议论文集——S07结构、强度和可靠性技术;20180822;第2-7页 * |
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