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公开(公告)号：CN113153574A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110436243.X
申请日：2021-04-22
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、过渡层、喉衬和隔热涂层；燃烧室外壁包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接；燃烧室内壁一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁的外表面沿纵向开有若干条换热通道，若干条换热通道沿燃烧室内壁的周向均匀分布；燃烧室内壁外侧覆盖过渡层，燃烧室内壁内侧覆盖隔热涂层；燃烧室内壁安装在燃烧室外壁内，燃烧室内壁喉部与燃烧室外壁之间安装喉衬；每组冷却剂出口和冷却剂入口分别与一条换热通道对应。本发明适用于高压大热流，可以实现快捷制造和多次重复长时使用的需要，适用于液体火箭发动机，可重复使用。
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公开(公告)号：CN109306920A
公开(公告)日：2019-02-05
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：CN107893711A
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201711027075.9
申请日：2017-10-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
CPC classification number: F02K9/95
Abstract: 一种气氢气氧火炬式电点火装置，包括氢气瓶(1)、氧气瓶(2)、氧音速喷嘴(3)、氢音速喷嘴(4)、点火主体、收敛段(8)、电火花塞装置(9)；所述点火主体内设有氧腔(5)、氢腔(6)、点火室(7)；氢气瓶(1)经氢音速喷嘴(4)与点火主体的氢腔(6)连通；氧气瓶(2)经氧音速喷嘴(3)点火主体的氧腔(5)连通；点火室(7)的中心轴线上设有直流孔与氧腔(5)连通；点火室(7)的侧壁上设有切向孔(71)与氢腔(6)连通；点火室(7)与收敛段(8)连通；电火花塞装置(9)安装在点火主体的外表面，插入点火室(7)内，位于直流孔和切向孔(71)之间。
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公开(公告)号：CN115680936A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211718098.5
申请日：2022-12-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法，该组合循环发动机具有比冲高、推力大、水平起降、自加速、工作速域宽、可多种模态工作等特点，解决了动力鸿沟问题，可以应用在航空航天推进领域。协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机，涡轮发动机和火箭基发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的压气机出口设有分流器，分流器分别与涡轮发动机燃烧室和进气隔板连通。在进气隔板上设有进气通道，进气通道与支板火箭发动机推力室连通。
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Patent Agency Ranking
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：CN113006971B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110267606.1
申请日：2021-03-11
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种采用电热塞的氢氧点火器，包括氧腔顶盖、头部、身部、电热塞和氢腔顶盖。氢腔顶盖套在身部上部外侧，头部焊接在身部顶端，氢腔顶盖、头部、身部之间形成氢集合腔，头部的腔体与身部的腔体连通形成点火器内腔；氢集合腔通过节流孔与身部的冷却夹套连通。氧腔顶盖焊接在头部上；氧腔顶盖和头部之间形成氧集合腔，头部顶端加工有盲孔，该盲孔与点火器内腔连通，盲孔顶端侧面加工有氧喷注器。头部上对称安装有两个电热塞，头部中还加工有氢喷注腔、氢喷注器和两个氢气流道，每个氢气流道与电热塞孔轴线垂直，用于连通氢集合腔和头部中的氢喷注腔，氢喷注腔通过氢喷注器与点火器内腔连通。本发明提高了点火可靠性，拓展了电点火器的适用领域。
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公开(公告)号：CN111305974A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010136387.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件、推力室试验件、预燃室点火器、推力室点火器、推进剂供应系统和流量控制系统。推力室试验件包括燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；预燃室试验件包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换。本发明实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的。
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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：CN209355300U
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201821557695.3
申请日：2018-09-21
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23Q3/00
Abstract: 一种宽工况液氢液氧火炬式电点火装置，包括：点火室、氧喷嘴、氢腔外壳、火花塞；氢腔外壳的壳体壁上开有液氢进口；氧喷嘴上开有n个通孔，n个通孔的轴线相交于一点；点火室上端开有液氧进口，下端套有氢腔外壳，点火室下端的外壁和氢腔外壳之间的空腔作为液氢腔；点火室的内部安装有氧喷嘴，氧喷嘴将点火室的内部分隔为液氧腔和第二内腔；第二内腔的内壁上开有多个通孔；点火室下端连接下级预燃室或推力室的头部；火花塞插入点火室的第二内腔。本实用新型可拆卸、适应性强、方便电点火室与火花塞故障检测与维修，节省生产周期和研制成本。
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