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公开(公告)号：CN105179610A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510308860.6
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
CPC classification number: F16H3/087 , F16H61/2807 , F16H2306/00
Abstract: 本发明提供一种单电机驱动的具有高低速切换功能的自动变速机构，其电机输出端齿轮分别啮合齿轮二和齿轮三；齿轮二与电磁离合器的输入端连接，电磁离合器的输出端连接齿轮四，齿轮四啮合齿轮六，齿轮六连接输出轴；齿轮三与超越离合器的输入端连接，超越离合器的输出端连接齿轮五，齿轮五啮合齿轮六，齿轮六连接输出轴；电机的转动由电机输出端齿轮分别通过两路进行传递。本发明采用单电机驱动结构，系统简化，有利于减轻质量、提高固有可靠性；电磁离合器和超越离合器组合设计，通过对电磁离合器的操控，实现了喷管延伸展开机构在单电机驱动下的高、低速自动切换。
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公开(公告)号：CN108613217A
公开(公告)日：2018-10-02
申请号：CN201810272785.6
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种分配式部分预混喷注装置及燃烧室，所述的喷注装置包括氢入口管(1)、氢分配装置(2)、至少两个氢喷嘴(3)以及与氢喷嘴数量一致的预混管(5)；氢分配装置(2)为首尾相接的中心带腔体结构，氢入口管(1)与氢分配装置(2)的内腔连通，氢喷嘴(3)沿氢分配装置(2)内腔轴线均布安装且贯穿连通；预混管(5)包括直筒段和扩口段；直筒段套在氢喷嘴(3)外部且通过支撑片(4)保证二者同轴分布且二者之间形成一个空气环腔，扩口段伸出氢喷嘴，从氢喷嘴喷出的氢气与从空气环腔进入的空气在扩口段进行预混。
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公开(公告)号：CN107917016A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
CPC classification number: F02K9/62
Abstract: 本发明公开了一种高承压预燃室头部壳体结构，包括顶盖、二底、燃料集合器、身部和一底，本发明预燃室头部壳体采用球形结构，改善身部的局部工作环境，提高了预燃室头部整体承压能力和结构可靠性，有助于燃料集合器的结构布置；身部采用变壁厚设计，在燃料集合器包络范围内身部上均匀设置径向通孔，使一部分燃料通过径向通孔直接进入燃烧室，与高温燃气掺混，以改善燃烧室出口温度场均匀性，同时减少了扰流环、格栅和身部拐弯等结构，有效降低了预燃室重量。
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公开(公告)号：CN106438109A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610931334.X
申请日：2016-10-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
CPC classification number: F02K9/62
Abstract: 一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴；喉部加强衬套装在内壁喉部位置后进行焊接，内壁套入到外壁内腔，内壁、外壁两端接触位置分别焊接，进口孔、出口孔与内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器、第二集合器分别固定在外壁两端，第一接管嘴、第二接管嘴分别固定在集合器焊接孔位置，内壁、喉部加强衬套、外壁相互接触部位为真空后进行整体扩散焊。本发明推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性。
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公开(公告)号：CN105277290A
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201410347053.0
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明属于温度测量技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机燃烧室圆柱段室壁温度梯度测量模块。该模块为平板型结构，包括平面形压板、5支热电偶传感器、弹簧、挡片、绝热衬套、支撑套；每支热电偶传感器感温端处均焊接有圆盘形挡片，热电偶传感器在挡片上部的一端穿过支撑套和弹簧，支撑套套入弹簧内，一并套入平面形压板中；热电偶传感器在挡片以下部分穿入绝热衬套中。本发明可对燃烧室圆柱段冷却通道内壁结构温度进行测量，从而获得当地的热流、气壁温、外壁温等参数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107917016B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明公开了一种高承压预燃室头部壳体结构，包括顶盖、二底、燃料集合器、身部和一底，本发明预燃室头部壳体采用球形结构，改善身部的局部工作环境，提高了预燃室头部整体承压能力和结构可靠性，有助于燃料集合器的结构布置；身部采用变壁厚设计，在燃料集合器包络范围内身部上均匀设置径向通孔，使一部分燃料通过径向通孔直接进入燃烧室，与高温燃气掺混，以改善燃烧室出口温度场均匀性，同时减少了扰流环、格栅和身部拐弯等结构，有效降低了预燃室重量。
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公开(公告)号：CN107939551A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711228109.0
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种预燃室喷注器结构，包括喷注器基体、一底、直流式氧化剂喷嘴、直流式燃料喷嘴和离心式氧化剂喷嘴，本发明喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，有助于提高喷嘴与身部壁面间的相容性，改善身部壁面工作环境，提高了身部的可靠性；除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于提高预燃室燃烧效率，改善预燃室出口温度场均匀性；本发明预燃室喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃烧能量的释放过于集中，降低高频不稳定燃烧发生的可能性。
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公开(公告)号：CN105277290B
公开(公告)日：2018-02-13
申请号：CN201410347053.0
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明属于温度测量技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机燃烧室圆柱段室壁温度梯度测量模块。该模块为平板型结构，包括平面形压板、5支热电偶传感器、弹簧、挡片、绝热衬套、支撑套；每支热电偶传感器感温端处均焊接有圆盘形挡片，热电偶传感器在挡片上部的一端穿过支撑套和弹簧，支撑套套入弹簧内，一并套入平面形压板中；热电偶传感器在挡片以下部分穿入绝热衬套中。本发明可对燃烧室圆柱段冷却通道内壁结构温度进行测量，从而获得当地的热流、气壁温、外壁温等参数。
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公开(公告)号：CN106337759B
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201610867715.6
申请日：2016-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明的一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，即一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构。既可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内可靠引爆。其中扰动装置在引爆之前先要经受3s低温低压环境(35K，0.5MPa)，之后要经受5s高温环境(3600K，10MPa)，最长工作时间约10s。还能满足振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏；同时保证爆炸碎片不会对试验件铜合金内壁造成破坏。
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公开(公告)号：CN105179109B
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201510308872.9
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提出一种采用气吹原理的喷管延伸展开机构，其在推力室、固定段喷管上，沿周向均匀布置3根导轨；3根导轨安装时必须保证彼此平行，且它们整体的中心线要与发动机的轴线重合；上述3根导轨上端分别通过3根导轨支撑杆固定在推力室上，在固定段喷管上安装一个圆箍，在圆箍上凸起3个接头，导轨下端通过该接头和圆箍固定在固定段喷管上；在延伸段喷管上安装3个连接件，每个连接件上端安装有滑块，滑块可在导轨内自由滑动；在延伸段喷管大端出口处安装一个柔性的牵引伞；发动机起动前，通过向推力室内喷入高压气体，气体作用在牵引伞上，产生向后的拉力将延伸段喷管展开。本发明具有结构质量小、简单可靠的优点。
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