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公开(公告)号：CN106423597A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610964180.4
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种铣槽扩散焊喷嘴，喷嘴内壁为中空的桶状结构，来流端设有集液腔，集液腔截面大于喷嘴内壁内腔截面，喷嘴内壁外表面铣有沟槽与肋条，集液腔与沟槽相通，喷嘴外壁为圆管状结构；喷嘴内壁从远离来流端的一端套入喷嘴外壁并与喷嘴外壁固定连接，来流端与喷嘴外壁的一端端面齐平，喷嘴外壁另一端伸入燃烧室；冷却液从集液腔经过喷嘴内壁沟槽，最后进入燃烧室，完成喷嘴外壁的冷却。本发明通过改变小孔的孔径和冷却通道的槽宽肋高参数，解决了现有技术中喷嘴热防护差的问题，另外通过扩散焊连接内外壁，解决了现有技术中的连接强度差的问题，具有连接可靠，适应振动环境恶劣的极端工作环境的优点。
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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：CN105327628A
公开(公告)日：2016-02-17
申请号：CN201510850067.9
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种低流阻旋流扩散气液混合器，该混合器壳体一端为液体入口，另一端为出口；在液体入口内部设置起旋器，起旋器的端部连接多孔扩散器，多孔扩散器的另一端连接多孔弧形挡板；在多孔扩散器位置处的混合器壳体上开设气体入口；在混合器壳体内部中间处设置三组错排长翼片混合单元，每组错排长翼片混合单元由相互垂直的两块半圆型翼片组成，并且相邻两错排长翼片混合单元的翼片旋转方向相反。本发明的低流阻旋流扩散气液混合器在火箭发动机推力室头部之前，用于两路燃料的换热、混合，形成温度均一、速度稳定的气流，进入推力室进行燃烧。
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公开(公告)号：CN119177903A
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202411503927.7
申请日：2024-10-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及一种集成在推力室喷注器上的火炬式电点火器，包括点火室、电嘴、密封圈和螺母。本发明将火炬点火器与喷注器进行一体化集成设计，点火介质直接来源自于推力室喷注器氧化剂腔和燃料腔，取消点火阀门和点火管路，简化点火系统和减轻重量。本发明点火器燃料分为两路，一路经点火器燃料喷嘴进入点火室中心燃烧，另一路通过径向孔进入点火器排放冷却环缝对点火室内壁进行冷却，两路流量通过喷嘴尺寸和环缝尺寸独立控制，有利于点火器工况参数的精准控制。采用排放冷却提高了点火器在点火和主级工况下的结构热防护能力，出口区域的缩进促使了富氧燃气与排放冷却燃料的补燃，提高了点火能量。
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公开(公告)号：CN115949532A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202211457301.8
申请日：2022-11-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种分级预冷却单壁喷管延伸段，包括单壁喷管延伸段上段和单壁喷管延伸段下段，涡轮废气按照比例分成两股，不超过30％的涡轮废气形成一级超声速气膜，在靠近单壁上段基体内壁面的区域形成较低温度的保护层，以隔开较高温度的主流燃气与单壁上段基体，在一级气膜冷却效率降低至80％或者单壁喷管延伸段上段最高壁面温度接近材料许用温度的位置处设置二级超声速气膜，对单壁段剩余基体内壁进行热防护。本发明在具体的流量分配下显著降低结构壁面最高温度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114439652B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202111642700.7
申请日：2021-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种热防护增强型3D打印喷管延伸段，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。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，利用3D打印优势冷却通道进出口区域采用埋入式设计，冷却通道肋直接延伸到端面，冷却通道进口更靠近小端端面，冷却通道出口更靠近大端端面，延伸到端面的肋充分保证了端面的结构强度，冷却通道进出口与端面的距离可以减小到1mm以内，使得冷却剂流经喷管延伸段端面尖角的区域，对该区域进行较为充分的冷却。
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公开(公告)号：CN114165363A
公开(公告)日：2022-03-11
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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公开(公告)号：CN106226084B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610779797.9
申请日：2016-08-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 一种复合功能声学试验件，包括：隔板(1)、声腔环(2)、身部段(3)和堵盖(4)；身部段(3)包括直筒段和收敛段；声腔环(2)为由内外两层圆筒组成的环形结构，一端封闭使得环形结构内部形成空腔，外层圆筒连接身部段(3)直筒段；周向隔板(6)为圆筒形，一端固定在底板(5)中部，沿周向隔板(6)周向分布有径向隔板(7)，径向隔板(7)安装在周向隔板(6)和身部段(3)之间，底板(5)通过边缘的定位卡槽安装在声腔环(2)内层圆筒内；堵盖(4)安装在身部段(3)收敛端。本发明旨在研究隔板和声腔不同稳定装置配置下的燃烧室的声学特性，提高其稳定性设计裕度，减少了试验件的数量，节约生产周期和成本。
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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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公开(公告)号：CN108757223A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810281669.0
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种用于考核复合材料抗氧化烧蚀性能的推力室结构及方法，属于航空航天发动机领域。所述推力室结构，包括依次同轴连接的喷注器(1)、第一身部(2)、第二身部(3)及收敛段(4)，所述第一身部(2)和第二身部(3)均为空心圆柱结构，所述第一身部(2)及收敛段(4)均为金属材质，所述第一身部(2)设有冷却介质通道，所述第二身部(3)为复合材料材质，所述收敛段(4)为空心结构。本发明通过燃烧室压力模拟实际的使用环境压力，降低了对燃料和氧化剂供应能力的要求，节约了考核成本且可以随时、长时间对复合材料性能进行考核，考核结果准确。
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