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龙图腾网获悉西安航天发动机有限公司申请的专利一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN116393921B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-12-12发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310329728.8，技术领域涉及：B23P15/00；该发明授权一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法是由许二蒙;王云;张鹏;张强;王凯;赵青芮;刘瑞虎设计研发完成，并于2023-03-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法在说明书摘要公布了：一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法，涉及液体火箭发动机制造领域，包括建立燃烧稳定装置三维模型，燃烧稳定装置三维模型包括相连通的环形通道和多个径向通道，径向通道远离环形通道的一端通过过渡部连接管口，过渡部呈缩口状，沿着环形通道轴线方向、过渡部远离环形通道的一侧逐渐倾斜向上，过渡部沿着环形通道轴线方向面积较小的一端为燃烧稳定装置的小端；将燃烧稳定装置的大端向下摆放、并添加支撑，得到成形模型；按照成形模型，进行激光选区熔化成形，得到带有基板和支撑的燃烧稳定装置；清理燃烧稳定装置内腔的粉末，去除基板和支撑；对去除支撑后的燃烧稳定装置进行表面化学光整。实现了推力室燃烧稳定装置的整体制造。

本发明授权一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法在权利要求书中公布了：1.一种液体火箭发动机推力室燃烧稳定装置整体制造方法，其特征在于：包括S1:建立燃烧稳定装置三维模型，燃烧稳定装置三维模型包括环形通道21、多个径向通道22，径向通道22均匀分布并连通于环形通道21的外周向，径向通道22远离环形通道21的一端通过过渡部24连接有管口23，过渡部24从径向通道22的一端到管口23方向呈缩口状，沿着环形通道21轴线方向、过渡部24远离环形通道21的一侧逐渐倾斜向上，过渡部24沿着环形通道21轴线方向面积较小的一端为燃烧稳定装置的小端； S2:将燃烧稳定装置的大端向下摆放、并添加支撑，得到成形模型； S3:按照成形模型，进行激光选区熔化成形，得到带有基板和支撑的燃烧稳定装置； S4:清理S3得到的燃烧稳定装置内腔的粉末，去除基板和支撑； S5:对去除支撑后的燃烧稳定装置进行表面化学光整； 所述径向通道22内设置多个第一筋条25，第一筋条25沿着环形通道21的轴线方向在径向通道22内依次分布，相邻的两个第一筋条25的倾斜放方向相反，环形通道21内设置多个第二筋条26，第二筋条26为锥筒形筋条，第二筋条26沿着环形通道21的轴线方向在环形通道21内依次分布，第二筋条26与环形通道21同轴，相邻的两个第二筋条26的锥形扩口方向相同，且相邻两个第二筋条26之间不相接； 所述第一筋条25和第二筋条26垂直于自身长度方向的截面的中部凸起，形成“鱼肚形”； 所述环形通道21和径向通道22在小端的端部开设有多个小孔27。

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