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公开(公告)号：CN119593902A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411821381.X
申请日：2024-12-11
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种一体化焊接连接的推力室结构，燃烧室内壁与喷管内壁通过电子束焊接连接，燃烧室外壁与喷管外壁分别与连接环焊接连接，实现了燃烧室与喷管延伸段焊接连接，燃烧室冷却通道与喷管冷却通道直接相通，通过中间的环腔，实现了均流的作用，燃料集合器焊接在燃烧室上，燃料进口法兰作为燃料进口，焊接在燃料集合器上。本发明取消了喷管入口集合器，布局紧凑，结构简单，降低了推力室的整体重量。
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公开(公告)号：CN117759457A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311655607.9
申请日：2023-12-05
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明提供一种提高预燃室排放冷却通道流量分布均匀性的结构，包括第一集液腔、第二集液腔、节流孔、径向孔。预燃室排放冷却身部的外壁上设计有环形的第一集液腔和第二集液腔。在集合器腔和第一集液腔之间的外壁上均布若干节流孔，在第一集液腔和第二集液腔之间的外壁上均布若干径向孔，每个径向孔正对内壁的一条冷却通道的入口。本发明在排放冷却身部外壁上设置径向孔、节流孔和双集液腔结构，通过调整径向孔与节流孔的相对位置，使冷却剂能够快速均匀充满集液腔，并均匀分配到各冷却通道中，从而提高冷却剂流量分布均匀性。
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公开(公告)号：CN116220949A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211713557.0
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。
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公开(公告)号：CN113175393A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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公开(公告)号：CN119664528A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411939922.9
申请日：2024-12-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种高温富氢燃气均流装置，包括头部、S型身部、三通、格栅；所述S型身部包括一体化加工的圆柱段和S型转角段，格栅4安装在圆柱段底端，圆柱段上部与头部连接，S型转角段底端与三通入口连接；格栅为下凹的弧形结构，所述三通设计变截面流道，侧方出口为锥状结构。本发明可以获得均匀的燃气温度，是一种能够有效提高预燃室温度均匀性的结构设计，利于燃烧气体在进入下游前充分掺混，保证下游组件工作稳定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114991998B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210471313.X
申请日：2022-04-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、喉部段外壁半环，所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部分别单独进行扩散焊，通过所述喉部段外壁半环将所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部连接形成扩散焊身部结构整体，所述扩散焊身部结构装配间隙小，降低了装配难度，减少了焊接热输入，提高了扩散焊连接质量。除此之外，本发明还提供了上述扩散焊身部结构的焊接方法。
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公开(公告)号：CN116085146A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211658760.2
申请日：2022-12-22
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种低流阻增强换热推力室身部，包括：冷却夹套和高温合金外套；高温合金外套安装在冷却夹套外侧；冷却夹套内侧为燃气域，用于为高温燃气流动提供必要空间；冷却夹套由若干条冷却通道构成；其中，各冷却通道的截面均为连续变化的圆形或近圆形截面，且截面形状与截面积均沿轴向连续变化，减少了通道突扩、突缩，减小了局部流阻损失。本发明所述的低流阻增强换热推力室身部，通过改进优化冷却通道结构，减小了流阻损失，在不增加推力室身部重量的情况下增大换热面积，提高了换热能力。
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公开(公告)号：CN116044612A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211713559.X
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种液体火箭发动机用大尺寸耐高压推力室身部，在铜合金冷却通道外层加工高温合金外壁，形成推力室身部主体内外壁结构；进口集合器上盖和进口集合器下盖由两道环焊缝焊接形成进口集合器主体，进口法兰与进口集合器上盖连接，其中进口集合器下盖设有径向孔，进口集合器下盖通过尾法兰与铜合金冷却通道连通；过滤网位于进口集合器下盖的径向孔处，压片用于固定过滤网；出口集合器下盖设有径向孔，出口集合器上盖和出口集合器下盖焊接，出口集合器下盖与铜合金冷却通道形成的集液腔，经冷却通道换热的冷却剂通过集液腔和出口集合器下盖的径向孔进入出口集合器腔，并最终通过出口法兰流出。
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公开(公告)号：CN114991998A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210471313.X
申请日：2022-04-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种分段式液体火箭发动机推力室扩散焊身部结构，包括扩散焊前段身部、扩散焊后段身部、喉部段外壁半环，所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部分别单独进行扩散焊，通过所述喉部段外壁半环将所述扩散焊前段身部与所述扩散焊后段身部连接形成扩散焊身部结构整体，所述扩散焊身部结构装配间隙小，降低了装配难度，减少了焊接热输入，提高了扩散焊连接质量。除此之外，本发明还提供了上述扩散焊身部结构的焊接方法。
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公开(公告)号：CN115342006B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211269805.7
申请日：2022-10-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种复合冷却的长寿命推力室，属于液体火箭发动机热防护领域。头部组件和身部组件通过对接焊缝和连接环进行连接。身部组件主要采用再生冷却方式进行热防护。头部组件包括顶盖、中底、一底、氧化剂主喷嘴、燃料主喷嘴、氧化剂边区喷嘴和燃料边区喷嘴。顶盖和中底之间为氧化剂腔，中底和一底之间为燃料腔。大部分冷却剂进入燃料腔中，另有1%~3%的冷却剂经过头部组件与身部组件对接处的气膜冷却结构对推力室内壁进行膜冷却。本发明以再生冷却为主，边区冷却和气膜冷却等多种冷却方式为辅，同时设置厚度变化的镀镍层，形成复合冷却结构，可在内壁表面建立贴壁流动的低温隔热气膜，并在近壁的边缘区域形成低混合比近壁层，提高推力室寿命和重复使用能力。
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