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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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公开(公告)号：CN113109498B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202110272090.X
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01N31/12
Abstract: 一种用于淬熄试验的等压燃烧装置，包括壳体、稳压腔、主燃烧腔、副燃烧腔等；壳体端部沿周向均匀分布若干副燃烧腔，壳体内设置主燃烧腔、稳压腔；主燃烧腔侧壁设置进气孔，主燃烧腔与各副燃烧腔连通，主燃烧腔与副燃烧腔之间为淬熄通道；主燃烧腔与稳压腔之间用膜片隔开；主燃烧腔和副燃烧腔内预先充入均匀混合的可燃气体，稳压腔内为氮气，主燃烧腔、副燃烧腔、稳压腔内初始压力相同；每个副燃烧腔的侧壁装有热电偶，副燃烧腔末端安装光学玻璃窗。本发明的装置用于在恒定燃烧压力环境中进行淬熄试验，能够实现0～10MPa的等压燃烧。
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公开(公告)号：CN115306588A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210833490.8
申请日：2022-07-14
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本申请涉及液体火箭发动机领域，具体公开了一种液体火箭发动机推力室低流阻导流法兰结构，法兰结构包括连通于进口集合器外周向的进口法兰，进口法兰内设置有导流筋，导流筋两端分别连接于进口法兰沿着进口集合器轴向上相对的内壁，导流筋呈空心三角形状，导流筋外表面沿进口法兰轴向与法兰壁面近似平行的曲率向进口集合器方向延伸，形成类似于“A”字形剖面的流通通道，将一个进口引导分流至两个出口。法兰出口逐渐由圆形过渡到长椭圆形，使流通截面积逐渐变化，降低了推进剂流通时的局部流阻损失。
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公开(公告)号：CN114483382A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111642676.7
申请日：2021-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种3D打印一体化喷管延伸段，包括喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖和底座，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座分别通过3D打印成型。喷管基体采用一体化设计打印成型，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座通过焊接连接。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，省去内外壁扩散焊工艺及部分零件间的焊接过程，简化传统铣槽式再生冷却喷管延伸段生产流程，大幅减少零件个数和焊缝数目，提高了结构可靠性。
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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：CN117189418A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311275094.9
申请日：2023-09-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开一种均匀掺混推进剂的均流二底扰流装置，包括火药喷管、二底结构和筒段；二底结构和筒段同轴，为一体结构；火药喷管沿二底结构和筒段的中心轴设置；二底结构的中心设置顶盖安装孔，二底结构上以火药喷管为中心均匀分布若干圈喷嘴安装孔，每个喷嘴安装孔均通过变径倾斜均流孔与顶盖安装孔连通；筒段的侧壁上靠近二底结构的一端依次排列若干圈等径均流孔，形成均流环；二底结构与集合器上的安装孔配合安装；火药喷管插入顶盖的中心孔中。本发明用于降低发动机后效冲量，促进推进剂掺混均匀，提高产品质量和性能，同时提高生产效率。
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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：CN114165363B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111394942.9
申请日：2021-11-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种具有多工况优选功能的推力室试验装置，包括火炬点火器、推力室、推进剂系统、控制系统和流量调节系统。推进剂系统主要是为推力室提供推进剂和冷却剂。控制系统主要是通过控制阀门的开关来调整推力室的工况。流量调节系统主要是为了控制不同工况下进入推力室的推进剂和冷却剂的流量；汽蚀管以及节流圈的结构尺寸需要根据试验工况选配；汽蚀管以及节流圈上下游分别设置压力、温度测点，用于精确评估不同试验工况下的流量状态。推力室包括头部、身部圆柱段、身部喉部段、喷管，四部分之间通过法兰依次连接。根据试验考核目的可以实现不同设计方案的部件快速拆换。
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