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公开(公告)号：CN109306920B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201810932934.7
申请日：2018-08-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 大尺寸高效再生冷却喷管，涉及航空航天、民用和燃烧技术领域；包括进口集合器、喷管上段、连接环、喷管下段和出口集合器；其中，喷管上段为中空弧形锥状结构；进口集合器固定安装在喷管上段的窄口端；喷管下段为中空弧形锥状结构；喷管下段的窄口端沿轴向与喷管上段的宽口端处对接；出口集合器固定安装在喷管下段的宽口端；连接环固定安装在喷管上段与喷管下段之间；外部介质依次经介质入口、第一内腔、径向均流孔、第二内腔、二次均流孔、喷管上段外壁与喷管上段内壁之间的间隙中，最终通过出口集合器流出；本发明提高了与其面积比相适应的再生冷却能力，提高了工艺加工性，解决工艺生产难度较大，与上游结构安装、拆卸困难的问题。
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公开(公告)号：CN108979900A
公开(公告)日：2018-12-11
申请号：CN201810995251.6
申请日：2018-08-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种液体火箭发动机推力室身部的集液环，包括集液环上盖(1)、集液环下盖(2)；所述集液环下盖(2)上设有径向孔(7)、集合槽(8)；所述集液环上盖(1)的横截面为椭圆弧形；所述集液环下盖(2)的横截面具有内凹形的槽；所述集液环上盖(1)和集液环下盖(2)连接后形成集液腔(6)；所述集液腔(6)通过径向孔(7)与集合槽(8)连通。该集液环除具有均流性好、压力损失小、强度刚度好的优点外，还能够解决现有技术中具有钢套(3)与推力室身部焊接密封性较差的问题。
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公开(公告)号：CN108954383A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810907952.X
申请日：2018-08-10
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23R3/00
CPC classification number: F23R3/00
Abstract: 一种提高预燃室温度均匀性的组合扰流装置，包括排放冷却身部(2)、过渡身部组件(3)；所述排放冷却身部(2)为圆筒状，排放冷却身部(2)的一端内表面设有扰流结构；所述过渡身部组件(3)包括弯头和三通；所述排放冷却身部(2)设有扰流结构的一端与过渡身部组件(3)的弯头连接；所述排放冷却身部(2)和过渡身部组件(3)作为一个整体，呈倒S状。本装置在以往燃烧室单一的圆柱形结构基础上，增加了扰流结构、弯头和球形三通结构，使燃气得以充分掺混，从而提高出口温度的均匀性。
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公开(公告)号：CN108825406A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810996649.1
申请日：2018-08-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁(2)、喉部段外壁(3)、圆柱段外壁(4)、集液环上盖(5)；所述喉部段外壁(3)的一端与扩张段外壁(2)连接；所述喉部段外壁(3)的另一端与圆柱段外壁(4)；所述圆柱段外壁(4)上设有径向孔(7)和集液槽(6)；所述集液环上盖(5)与圆柱段外壁(4)连接后形成集液腔(8)；所述集液腔(8)依次通过径向孔(7)和集液槽(6)与外部的内壁沟槽连通。所述外壁结构具有装配性好、提高扩散焊焊缝质量等优点，同时外壁结构兼具集液环功能，其均流性好、压力损失小、减少了零件数量，提高了推力室身部的可靠性。
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公开(公告)号：CN105508111A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510850037.8
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02M61/18
CPC classification number: F02M61/18
Abstract: 本发明提供一种提高喷嘴喷注均匀性的装置，其包括相连接的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴，氧化剂喷嘴和燃料喷嘴构成一个双组元喷注单元；其中，氧化剂喷嘴的入口处内嵌氧化剂喷嘴入口节流孔，氧化剂喷嘴的出口设置于燃料喷嘴的内部；所述的燃料喷嘴径向设置若干排径向进口孔，燃料喷嘴轴向也设置若干排小孔，燃料喷嘴的下端设置环形凹腔；工作时氧化剂从氧化剂喷嘴的入口进入氧化剂喷嘴入口节流孔，燃料从燃料喷嘴的径向进口孔进入后经过初次均流，经过环形凹腔进行二次均流，最终从燃料喷嘴出口处喷出，可以获得沿周向高度均匀的分布。本发明提高了燃料的喷注均匀性，增强了燃料和氧化剂间的掺混和燃烧效果，进而提高推力室燃烧效率。
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公开(公告)号：CN208793119U
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201821404616.5
申请日：2018-08-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁(2)、喉部段外壁(3)、圆柱段外壁(4)、集液环上盖(5)；所述喉部段外壁(3)的一端与扩张段外壁(2)连接；所述喉部段外壁(3)的另一端与圆柱段外壁(4)；所述圆柱段外壁(4)上设有径向孔(7)和集液槽(6)；所述集液环上盖(5)与圆柱段外壁(4)连接后形成集液腔(8)；所述集液腔(8)依次通过径向孔(7)和集液槽(6)与外部的内壁沟槽连通。所述外壁结构具有装配性好、提高扩散焊焊缝质量等优点，同时外壁结构兼具集液环功能，其均流性好、压力损失小、减少了零件数量，提高了推力室身部的可靠性。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN206206011U
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201621191553.0
申请日：2016-10-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: 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。本实用新型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：CN209100155U
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201821580415.0
申请日：2018-09-27
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护；所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室；所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力；所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。本试验装置可以大幅缩短火箭发动机的研制周期、降低火箭发动机的研制成本、提高火箭发动机的研制效率。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN208901438U
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201821287401.X
申请日：2018-08-10
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23R3/00
Abstract: 一种提高预燃室温度均匀性的组合扰流装置，包括排放冷却身部(2)、过渡身部组件(3)；所述排放冷却身部(2)为圆筒状，排放冷却身部(2)的一端内表面设有扰流结构；所述过渡身部组件(3)包括弯头和三通；所述排放冷却身部(2)设有扰流结构的一端与过渡身部组件(3)的弯头连接；所述排放冷却身部(2)和过渡身部组件(3)作为一个整体，呈倒S状。本装置在以往燃烧室单一的圆柱形结构基础上，增加了扰流结构、弯头和球形三通结构，使燃气得以充分掺混，从而提高出口温度的均匀性。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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