CN114483381B - 一种使用组合动密封的变结构发动机喷管 - Google Patents

一种使用组合动密封的变结构发动机喷管 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，包括：一固定壳体，其为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口；一入口固定环，套设在进气端；一出口固定环，套设在出气端；一机电液压作动机构，安装在后段上盖板顶部；一摆锥，为扇形柱体结构，位于前段上盖板和后段上盖板之间的空隙处、并将空隙封闭；用于在机电液压作动机构的轴向移动牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为3°‑18°；两个侧板的内壁向外开设有凹槽，凹槽内嵌入密封条，密封条与摆锥的侧面紧密贴合，用于对摆锥进行密封；在摆锥的顶部罩设有一背压腔。解决了现有变结构燃烧室控制系统结构复杂、密封效果不佳的问题。

Description

一种使用组合动密封的变结构发动机喷管
技术领域
本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及一种使用组合动密封的变结构发动机喷管。
背景技术
火箭基组合循环发动机(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)是一种将火箭发动机与冲压发动机组合形成的一种新型组合动力装置，这种发动机可以满足从零速起飞到Ma8以上速度的宽范围速度调节，与长时间多次使用工作的要求。这种宽飞行包线的发动机对多种飞行任务均具有较高的适应性，在未来的天地往返运输中将起到重要作用。现有的RBCC发动机多采用分段液压推杆控制燃烧室顶板进行上下偏转位移，以满足发动机在不同的来流速度、不同模态下的工作需求。但是这种类型的结构存在着结构质量大，控制系统复杂，发动机长度较长的缺点。并且常见的发动机使用高温合金制作的燃烧室在高温下会产生膨胀变形，部分金属甚至会在燃烧室2500℃的超高温下变软失效，变结构燃烧室结构存在着长时间在高温燃气中工作容易导致推杆失效或作动困难的问题。因此发明一种质量轻量化，控制系统简单化的变结构燃烧室是RBCC发动机的迫切需求。
发明内容
本发明的目的是提供一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，以解决现有变结构燃烧室控制系统结构复杂、密封效果不佳的问题。
本发明采用以下技术方案：一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，包括：
一固定壳体，其为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口；其具有一底板，底板两侧竖直设置有侧板，两侧板顶部、靠近进气端设置有前段上盖板，两侧板顶部、靠近出气端设置有后段上盖板；前段上盖板和后段上盖板之间留有空隙；
一入口固定环，套设在进气端；
一出口固定环，套设在出气端；
一机电液压作动机构，安装在后段上盖板顶部；
一摆锥，为扇形柱体结构，位于前段上盖板和后段上盖板之间的空隙处、并将空隙封闭；其位于固定壳体内的工作面为弧形，其两侧非中心位置处铰接至两侧的侧板上、且铰接点高于前段上盖板的水平位置；其顶部通过连接件铰接至机电液压作动机构上；摆锥，用于在机电液压作动机构的轴向移动牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为3°-18°；
两个侧板的内壁向外开设有凹槽，凹槽内嵌入密封条，密封条与摆锥的侧面紧密贴合，用于对摆锥进行密封；在摆锥的顶部罩设有一背压腔。
进一步的，机电液压作动机构包括一机架，机架固定在后段上盖板顶部，机架上连接有一可伸缩的推杆，推杆铰接至一连接件的一端，连接件的另一端铰接有一底座，底座固定在摆锥的顶部。
进一步的，底板、两个侧板、前段上盖板、后段上盖板和摆锥上均并列设有多条冷却液通道。
进一步的，入口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液入口和侧板入口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液入口和底板入口集液腔；与前段上盖板连接处设置有前段上盖板再生冷却液入口和前段上盖板入口集液腔。
进一步的，出口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液出口和侧板出口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液出口和底板出口集液腔；与后段上盖板连接处设置有后段上盖板再生冷却液入口和后段上盖板入口集液腔。
进一步的，前段上盖板靠近摆锥的一侧设置有摆锤前端衬板，后段上盖板靠近摆锥的一侧设置有摆锤后端衬板。
进一步的，固定壳体的入口处连通设置一圆转方结构管道。
本发明的有益效果是：本发明在喷管顶部加装摆锥，通过机电液压作动机构的水平推动，使得摆锥绕偏心轴心转动，摆锥角度α可以在0-18°的范围内转动调整，从而改变喉道面积，进而使得火箭基组合循环发动机在同一尾喷管的情况下，获得不同的喉道扩张比，适应不同速度下的飞行条件。本发明还通过设置密封条来实现摆锥和固定壳体的密封，并在摆锥上方罩设背压腔，背压腔保证了密封结构在发生破坏的情况下，依然可以保护电机和其余飞行器内设施不受到高温燃气影响，并且可以通过向背压腔内增加压力的方式降低密封材料处的内外压差，提高密封性能；同时壳体内高压所产生的压力也可以用提高背压的方法来降低电机所需的作用力，保护推杆。
附图说明
图1为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管不包括背压腔的结构示意图；
图2为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管不包括摆锥后的结构示意图；
图3为图1的俯视结构示意图；
图4为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的入口固定环的结构示意图；
图5为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的侧板的结构示意图；
图6为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的出口固定环的结构示意图；
图7为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的摆锥的结构示意图；
图8为图7的侧视结构示意图；
图9为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的摆锥连接件处的放大图；
图10为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的结构示意图；
图11为本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的密封结构示意图。
其中，100.固定壳体，101.入口固定环，102.侧板，103.底板，104.前段上盖板，105.后段上盖板，106.出口固定环，107.摆锤前端衬板，108.摆锤后端衬板，109.摆锥固定轴承座；
200.摆锥，201.摆锥入口集液腔，202.摆锥冷却通道，203.摆锥出口集液腔，204.摆锥冷却液入口，205.摆锥冷却液出口，206.销孔，207.摆锥销，208.底座；
300.连接件；
400.机电液压作动机构，401.机架，402.推杆，403.销，404.轴承；500.背压腔；
600.密封条，1026.凹槽；
1021.侧板再生冷却液入口，1031.底板再生冷却液入口，1041.前段上盖板再生冷却液入口，1051.后段上盖板再生冷却液入口，
1024.侧板入口集液腔，1034.底板入口集液腔，1044.前段上盖板入口集液腔，1054.后段上盖板入口集液腔，
1023.侧板再生冷却液出口，1033.底板再生冷却液出口；
1025.侧板出口集液腔，1035.底板出口集液腔，1045.前段上盖板出口集液腔，1055.后段上盖板出口集液腔；
1022.侧板再生冷却通道，1032.底板再生冷却通道，1042.前段上盖板再生冷却通道，1052.后段上盖板再生冷却通道。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供了一种使用摆锥的变结构燃烧室喷管，如图1所示，其中结构主体由喷管固定壳体100和摆锥200构成。所述壳体100结构主要由入口固定环101，两块竖直放置的前段水平后段扩张上升的侧板102，水平放置的长方形底板103，水平放置的前固定段上盖板104以及倾斜放置的后固定段上盖板105、出口固定环106、摆锥前端衬板107、摆锥后端衬板108和摆锥固定轴承座109组成。所述摆锥200通过销连接至固定轴承座内，同时通过轴承让摆锥可以在一定角度(3°-18°)内进行摆动，所述前固定段上盖板104为来流进口端。如图8所示，摆锥角度α为其下表面与水平面的夹角，随着飞行速度增加，角度逐渐缩小，对应的喷管喉部面积增加，扩张比降低。
其中，如图2所示，固定壳体100为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，所述进气端开口小于所述出气端开口；其具有一底板103，所述底板103两侧竖直设置有侧板102，两所述侧板102顶部、靠近进气端设置有前段上盖板104，两所述侧板102顶部、靠近出气端设置有后段上盖板105；所述前段上盖板104和所述后段上盖板105之间留有空隙。
入口固定环101套设在所述进气端。如图4所示，入口固定环101为一环形结构腔室，其内同时为侧板102、底板103、前段上盖板104内的再生冷却通道提供集液腔。入口固定环101上：与侧板102连接的侧边设有侧板再生冷却液入口1021、与前段上盖板104连接的侧边设有上盖板再生冷却液入口1041、与底板103连接的侧边设有底板再生冷却液入口1031。侧板入口集液腔1024位于侧板102与入口固定环101内，底板入口集液腔1034位于底板103与入口固定环101内，前段上盖板入口集液腔1044位于前段上盖板104与入口固定环101内。底板103中设有多条底板再生冷却通道1032，前段上盖板104内设有多条前段上盖板再生冷却通道1042。
出口固定环106套设在所述出气端。如图6所示，出口固定环106内为侧板102、底板103、后段上盖板105内的再生冷却通道提供集液腔。出口固定环106上：与侧板102连接的侧边上设有侧板再生冷却液出口1023、与后段上盖板105连接的侧边上设有上盖板再生冷却液入口1051、与底板103连接的侧边上设有底板再生冷却液出口1033。侧板出口集液腔1025位于侧板102与出口固定环106内，底板出口集液腔1035位于底板103与出口固定环106中，前段上盖板104内并列设置有多条前段上盖板再生冷却通道1042，前段上盖板冷却液入口集液腔1044位于前段上盖板104与入口固定环101内，前段上盖板冷却液出口集液腔1045位于前段上盖板104与摆锥前端衬板107内。后段上盖板105中并列设置多条后段上盖板再生冷却通道1052，后段上盖板冷却液入口集液腔1054位于后段上盖板105与出口固定环106内，冷却液出口集液腔1055位于后段上盖板105与摆锥后端衬板108内。
如图3所示，机电液压作动机构400安装在所述后段上盖板105顶部。
如图1和图7所示，摆锥200为扇形柱体结构，位于所述前段上盖板104和所述后段上盖板105之间的空隙处、并将所述空隙封闭；其位于所述固定壳体100内的工作面为弧形，其两侧非中心位置处铰接至两侧的侧板102上、且铰接点高于所述前段上盖板104的水平位置；其顶部通过连接件103铰接至所述机电液压作动机构400上；所述摆锥200，用于在所述机电液压作动机构400的轴向移动牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为3°-18°。摆锥200的偏心转轴位于前段上盖板104上方，不仅有利于燃烧室冷却与密封的要求，并且保证了摆锥后端和后段上盖板105呈现连续相切状态，有利于降低高温燃气对上盖板后段连接处以及摆锥转轴的影响，增加使用寿命，并且有利于该装置的长时间使用。摆锥200内部同样具有再生冷却通道及其集液腔，冷却液出入口为集液腔中段。使用柔性管与冷却液(燃料)管路相连。
如图8所示，所述摆锥200内沿其边缘设置摆锥冷却通道202，在摆锥冷却通道202的一端设置摆锥入口集液腔201，另一端设置摆锥出口集液腔203，摆锥冷却液入口204与摆锥入口集液腔201连通、且位于摆锥前端，摆锥冷却液出口205与摆锥出口集液腔203连通、且位于摆锥后端，摆锥的转动轴心处设置一个销孔206，销孔206用于与摆锥销207相连，摆锥销207两端各套一个轴承，通过轴承内嵌于摆锥固定轴承座109与固定壳体100相连。
如图11所示，两个所述侧板102的内壁向外开设有凹槽1026，所述凹槽1026内嵌入密封条600，所述密封条600与所述摆锥200的侧面紧密贴合，用于对所述摆锥200进行密封。密封条表层为氧化铝陶瓷编织布，其可耐受的温度大于1150℃，陶瓷编织布保证了密封材料可以在高温冲刷下不会熔化，同时氧化铝陶瓷编织布还具有耐磨的特性，可以防止动密封多次运动后受到磨损。中间夹层为高温合金制成的金属编织管弹簧，为密封条提供适当的回弹能力，保证在一定的间隙内皆可以使用，尤其是在高温膨胀的情况下，依然可以通过弹簧管的压缩量补偿来保证两个密封面之间所需的最小接触宽度。内部芯层为氧化铝陶瓷纤维，陶瓷纤维作为密封结构的主要密封材料，在这个动密封结构中提供了一个致密多孔结构，减少了动密封的泄漏量。
如图10所示，在所述摆锥200的顶部罩设有一背压腔500，背压腔500为空心壳体，其只有一个开口罩设在摆锥上方，可以降低基线密封两端压差、并降低机电液压作动机构所需推力。在动密封结构中，泄漏是不可避免的，为了防止高温燃气在微量的泄露后对飞行器机舱以及外部管路和电机造成影响，背压腔可以形成进一步的保护作用，这对于未来对重复使用作为基本要求的RBCC发动机是一个重要结构。同时背压腔的密封结构皆为静密封或者常温的动密封，相对于本发明中提出的高温动密封是一个较为简单且可靠的解决方案。
在一些实施例中，机电液压作动机构400包括一机架401，所述机架401固定在所述后段上盖板105顶部，所述机架401上连接有一可伸缩的推杆402，所述推杆402铰接至一连接件300的一端，所述连接件300的另一端铰接有一底座208，所述底座208固定在所述摆锥200的顶部。如图9所示，摆锥200上方固定一个底座208，底座208通过销209、轴承210与连接件300相连。机电液压作动机构400通过机架401固定在后段上盖板105上，液压作动机构的推杆402前端内有一销403，销403利用两个轴承404与连接件300连接，使得推杆402、连接件300、底座208之间可以相互转动。
在一些实施例中，底板103、两个所述侧板102、前段上盖板104、后段上盖板105和摆锥200上均并列设有多条冷却液通道。
在一些实施例中，入口固定环101上：与侧板102连接处设置有侧板再生冷却液入口1021和侧板入口集液腔1024；与底板103连接处设置有底板再生冷却液入口1031和底板入口集液腔1034；与前段上盖板104连接处设置有前段上盖板再生冷却液入口1041和前段上盖板入口集液腔1044。
在一些实施例中，出口固定环106上：与侧板102连接处设置有侧板再生冷却液出口1023和侧板出口集液腔1025；与底板103连接处设置有底板再生冷却液出口1033和底板出口集液腔1035；与后段上盖板105连接处设置有后段上盖板再生冷却液入口1051和后段上盖板入口集液腔1054。
在一些实施例中，前段上盖板104靠近所述摆锥200的一侧设置有摆锤前端衬板107，所述后段上盖板105靠近所述摆锥的一侧设置有摆锤后端衬板108。
在一些实施例中，所述固定壳体100的入口处连通设置一圆转方结构管道。对于圆形燃烧室的发动机，可以通过在本发明的前端加一个圆转方结构来适配于本发明入口截面形状。
如图5所示，所述两个侧板102中，每个侧板内部并列设置多条再生冷却通道1022。侧板入口集液腔1024的集液腔水管连接口位于入口固定环101背向，侧板出口集液腔1025的集液腔水管连接口位于出口固定环102背向。底板入口集液腔1034的集液腔水管连接口位于入口固定环101背向，底板出口集液腔1035的集液腔水管连接口位于出口固定环102背向。前段上盖板入口集液腔1044的集液腔水管连接口位于入口固定环101背向，前段上盖板出口集液腔1045的集液腔水管连接口位于摆锥前端衬板107两侧。后段上盖板入口集液腔1054的集液腔水管连接口位于出口固定环106背向，后段上盖板出口集液腔1055的集液腔水管连接口位于摆锥后端衬板108两侧。
本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的使用方法为：其应用于RBCC发动机中，当RBCC发动机在地面起飞时，通过控制电液压作动机构400将摆锥角度α设置为18°，此时喷管内的压力为0，电液压作动机构400需要拉动连杆以维持摆锥的位置，此时电液压作动机构400提供最大的拉力，以获得最佳性能；在飞行过程中，随着飞行速度增加，喷管内压力逐渐增加，当速度达到Ma3左右时，通过控制电液压作动机构400将摆锥角度α设置为10°；在飞行速度升至Ma6时，通过控制电液压作动机构400将摆锥角度α设置为3°。由于变结构发动机在飞行过程中，燃烧室压力提升是增加发动机性能的显著体现。因此在起飞和低速飞行的过程中，燃烧室压力需要一个收缩——扩张喷管来增加燃烧室内压力，随着来流马赫数越来越大，空气在进入燃烧室前就会获得较高的滞止压力，进而提高了燃烧室压力。本发明通过对发动机不同速度阶段选择不同的摆锥角度，使得喷管扩张比在飞行速度提升的过程中逐渐降低，使燃烧室的推力和比冲性能达到最佳状态。
表1背压腔对电机推力变化
本发明的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管为了实现摆锥的密封效果，采用耐高温的密封条600来进行密封，同时采用液膜冷却的方式保证了密封效果。液膜冷却可以有效降低中心热气流传递到壁面的热流，在维持壁面温度的同时减少壁面所受的热应力。液膜在吸热蒸发后还会形成一道气膜保护层，相比于纯气膜冷却，液膜可以通过蒸发来吸收大量热。但是由于液膜的保护距离较短，本发明中所用的液膜冷却需要在上盖板内距离摆锥较近的位置喷注。
本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的摆锥200的偏心转轴位于前段上盖板104上方，不仅有利于燃烧室冷却与密封的要求，并且保证了摆锥后端和后段上盖板105呈现连续相切状态，有利于降低高温燃气对上盖板后段连接处以及摆锥转轴的影响，增加使用寿命，并且有利于该装置的长时间使用。摆锥200内部同样具有再生冷却通道及其集液腔，冷却液出入口为集液腔中段。使用柔性管与冷却液(燃料)管路相连。
本发明一种使用组合动密封的变结构发动机喷管的机电液压作动机构的前后推动通过一根推杆及铰链结构传导至摆锥200上，使得摆锥200的摆锥角度α可以在0-18°的范围内转动调整，从而改变喉道面积，进而使得火箭基组合循环发动机在同一尾喷管的情况下，获得不同的喉道扩张比，适应不同速度下的飞行条件。本发明可以通过推杆的轴向移动，牵引摆锥旋转。摆锥偏心放置的创新设计使得摆锥销以及轴承结构不在前段上盖板所在的平面上，而是位于前段上盖板所在平面的上方。这样可以通过在侧板以及前段上盖板的侧边增加密封结构，有效的避免了高温燃气与销和轴承结构的接触，进而增加燃烧室重复使用的次数以及单次工作时间。
本发明还通过设置密封条来实现摆锥和固定壳体的密封，并在摆锥上方罩设背压腔，背压腔保证了密封结构在发生破坏的情况下，依然可以保护电机和其余飞行器内设施不受到高温燃气影响，并且可以通过向背压腔内增加压力的方式降低密封材料处的内外压差，提高密封性能。同时壳体内高压所产生的压力也可以用提高背压的方法来降低电机所需的作用力，保护推杆。

Claims (7)

1.一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，包括：
一固定壳体(100)，其为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，所述进气端开口小于所述出气端开口；其具有一底板(103)，所述底板(103)两侧竖直设置有侧板(102)，两所述侧板(102)顶部、靠近进气端设置有前段上盖板(104)，两所述侧板(102)顶部、靠近出气端设置有后段上盖板(105)；所述前段上盖板(104)和所述后段上盖板(105)之间留有空隙；
一入口固定环(101)，套设在所述进气端；
一出口固定环(106)，套设在所述出气端；
一机电液压作动机构(400)，安装在所述后段上盖板(105)顶部；
一摆锥(200)，为扇形柱体结构，位于所述前段上盖板(104)和所述后段上盖板(105)之间的空隙处、并将所述空隙封闭；其位于所述固定壳体(100)内的工作面为弧形，其两侧非中心位置处铰接至两侧的侧板(102)上、且铰接点高于所述前段上盖板(104)的水平位置；其顶部通过连接件(300)铰接至所述机电液压作动机构(400)上；所述摆锥(200)，用于在所述机电液压作动机构400的轴向移动牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为3°-18°；
两个所述侧板(102)的内壁向外开设有凹槽(1026)，所述凹槽(1026)内嵌入密封条(600)，所述密封条(600)与所述摆锥(200)的侧面紧密贴合，用于对所述摆锥(200)进行密封；在所述摆锥(200)的顶部罩设有一背压腔(500)。
2.如权利要求1所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述机电液压作动机构(400)包括一机架(401)，所述机架(401)固定在所述后段上盖板(105)顶部，所述机架(401)上连接有一可伸缩的推杆(402)，所述推杆(402)铰接至一连接件(300)的一端，所述连接件(300)的另一端铰接有一底座(208)，所述底座(208)固定在所述摆锥(200)的顶部。
3.如权利要求1或2所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述底板(103)、两个所述侧板(102)、前段上盖板(104)、后段上盖板(105)和摆锥(200)上均并列设有多条冷却液通道。
4.如权利要求3所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述入口固定环(101)上：与侧板(102)连接处设置有侧板再生冷却液入口(1021)和侧板入口集液腔(1024)；与底板(103)连接处设置有底板再生冷却液入口(1031)和底板入口集液腔(1034)；与前段上盖板(104)连接处设置有前段上盖板再生冷却液入口(1041)和前段上盖板入口集液腔(1044)。
5.如权利要求4所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述出口固定环(106)上：与侧板(102)连接处设置有侧板再生冷却液出口(1023)和侧板出口集液腔(1025)；与底板(103)连接处设置有底板再生冷却液出口(1033)和底板出口集液腔(1035)；与后段上盖板(105)连接处设置有后段上盖板再生冷却液入口(1051)和后段上盖板入口集液腔(1054)。
6.如权利要求1或2所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述前段上盖板(104)靠近所述摆锥(200)的一侧设置有摆锤前端衬板(107)，所述后段上盖板(105)靠近所述摆锥的一侧设置有摆锤后端衬板(108)。
7.如权利要求1或2所述的一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，其特征在于，所述固定壳体(100)的入口处连通设置一圆转方结构管道。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4055044A (en) * 1973-11-13 1977-10-25 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Rocket engine construction and connection for closed and opened fluid cooling circuits for the walls thereof
US5339626A (en) * 1993-11-09 1994-08-23 General Dynamics Corporation Inflatable engine protection system for recoverable rocket booster
WO2013062343A2 (ko) * 2011-10-26 2013-05-02 현대중공업 주식회사 디젤엔진의 연료분사노즐
CN205578133U (zh) * 2016-03-29 2016-09-14 杨庆春 一种超燃冲压发动机
CN106968835A (zh) * 2017-04-14 2017-07-21 西北工业大学 一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道
CN107448325A (zh) * 2017-07-13 2017-12-08 燕山大学 一种大摆角矢量喷管混联机构
CN213842630U (zh) * 2020-12-09 2021-07-30 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机试验用进气转接段、进气装置
CN113309632A (zh) * 2021-07-27 2021-08-27 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种采用球面密封的二元可调喷管

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4055044A (en) * 1973-11-13 1977-10-25 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Rocket engine construction and connection for closed and opened fluid cooling circuits for the walls thereof
US5339626A (en) * 1993-11-09 1994-08-23 General Dynamics Corporation Inflatable engine protection system for recoverable rocket booster
WO2013062343A2 (ko) * 2011-10-26 2013-05-02 현대중공업 주식회사 디젤엔진의 연료분사노즐
CN205578133U (zh) * 2016-03-29 2016-09-14 杨庆春 一种超燃冲压发动机
CN106968835A (zh) * 2017-04-14 2017-07-21 西北工业大学 一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道
CN107448325A (zh) * 2017-07-13 2017-12-08 燕山大学 一种大摆角矢量喷管混联机构
CN213842630U (zh) * 2020-12-09 2021-07-30 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机试验用进气转接段、进气装置
CN113309632A (zh) * 2021-07-27 2021-08-27 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种采用球面密封的二元可调喷管

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