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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：CN113175395B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202110481257.3
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，包括燃烧室头部、燃烧室身部、过渡环、上连接环、下连接环；燃烧室头部设置氧化剂进口；过渡环置于燃烧室头部和燃烧室身部之间，过渡环通过上连接环和下连接环分别连接燃烧室头部和燃烧室身部一端；燃烧室身部另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔，燃料—冷却剂进口集液腔上设置燃料—冷却剂进口，燃烧室身部侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道，燃料—冷却剂冷却通道与下连接环内腔连通；过渡环通过燃料—冷却剂导流孔分别与上连接环、下连接环内腔导通。本发明真实反映再生冷却结果对燃烧稳定性的影响，并且能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。
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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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Patent Agency Ranking
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公开(公告)号：CN119288703A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411521812.0
申请日：2024-10-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种补燃循环发动机高压大流量预燃室结构，属于机械技术领域。本发明喷注器采用三腔结构。最上方远离燃烧室的为氧化剂腔，氧化剂腔采用单侧入口，并通过氧化剂腔内的均流板使氧化剂在腔内的流动更加均匀，有利于喷注器各喷嘴之间的流量和混合比均匀。最下方靠近燃烧室的为燃料二次喷注腔，二次喷注的燃料通过喷注面板上的多个自击喷注孔进入燃烧室。中间为燃料一次喷注腔，一次喷注的燃料通过燃料喷嘴进入燃烧室。燃料分为两个独立腔，避免不同喷注方式的燃料之间的互相干扰，有利于喷注器的稳定燃烧。
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公开(公告)号：CN109057996A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201811131142.6
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。
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