一种火箭发动机用防回火喷嘴

摘要：

本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷嘴，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。

专利类型：发明专利

申请/专利号：CN201611046379.5

申请日期：2016-11-22

公开/公告号：CN106762225A

公开/公告日：2017-05-31

主分类号：F02K9/52(2006.01)I

申请/专利权人:上海空间推进研究所

发明/设计人:吉林;王子模;金盛宇;周海清;许宏博;杨芳芳;关亮

主申请人地址:200233 上海市闵行区浦江镇万芳路801号

专利代理机构:上海汉声知识产权代理有限公司 31236

代理人:郭国中%樊昕

国别省市代码:上海;31

权利要求：

一种火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。