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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：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：CN113006971A
公开(公告)日：2021-06-22
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：CN105277291B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201410347169.4
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01K7/04
Abstract: 本发明属于温度测量技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机燃烧室喷管段室壁温度梯度测量模块。该模块为环形结构，包括环形压板、5支热电偶传感器、弹簧、挡片、绝热衬套、支撑套；每支热电偶传感器感温端处均焊接有圆盘形挡片，热电偶传感器在挡片上部的一端穿过支撑套和弹簧，支撑套套入弹簧内，一并套入环形压板中，热电偶传感器在挡片以下部分穿入绝热衬套中。本发明可对燃烧室喷管段某一横截面内的冷却通道内壁结构温度进行测量，从而获得当地的热流、气壁温、外壁温等参数。
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公开(公告)号：CN104948347B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410124535.X
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及液体火箭推进技术，具体公开了一种具有均流功能的推力室集合器，由内壁和外壁共同组成身部壳体，内壁封闭形成的圆筒为燃烧室，内壁和外壁之间的夹层构成冷却通道，冷却通道入口出口处开有环槽，集合器弯管在冷却通道入口环槽处与身部壳体焊接连接，共同构成集合器腔，集合器腔开口与进口法兰焊接连接，构成集合器进口。由于双集合腔结构，使得流体进入冷却通道前实现二次均流，采用带人形导流片的喇叭形扩张进口，使集合器进口流体拐弯更为平缓，减小入口及两侧区的压力波动，并能够减小局部压力损失，导流片还能起到加强结构支撑的作用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106383972A
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201610963475.X
申请日：2016-11-04
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009 , G06F17/5086
Abstract: 本发明一种火箭发动机推力室用集合器，包括集合器进口管路(1)、集合器腔(2)；集合器腔个直径不同的径向孔(3)；集合器进口管(1)位于集合器腔(2)外壁，与集合器(2)形成一体化结构。其径向孔均流设计方法利用仿真计算或实验获得优化后的各径向孔(3)流量分布，再次通过优化后的径向孔(3)孔直径与优化前各径向孔(3)流量之间的关系，进行第二次迭代优化，获得一组新的径向孔孔径分布，进行多次的迭代优化可不断提高优化效果。本发明直接通过优化集合器径向孔孔径，对集合器的流量分配进行优化，达到更好的均流效果。(2)为圆环形腔体，内环壁面沿周向均匀分布有n
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公开(公告)号：CN104989554B
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201510308859.3
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供一种复合材料可延伸喷管的到位锁紧结构，其固定段C-C复合材料喷管出口端加工有凸出的锁片安装平台，该锁片安装平台还设有凸出的锁片安装平台凸沿；沿锁片安装平台周向布置多个锁片；每个锁片通过锁片安装螺钉和螺母固定在锁片安装平台上，锁片顶端顶在锁片安装平台凸沿；在固定段C-C复合材料喷管出口端的端部还加工有凸出的固定端出口端凸沿；延伸段C-C复合材料喷管入口端设有凸出的延伸段入口端凸沿，该延伸段入口端凸沿可以卡在锁片末端与固定端出口端凸沿之间，实现固定段C-C复合材料喷管和延伸段C-C复合材料喷管之间锁紧。本发明的到位锁紧结构具有结构简单、重量轻、可靠性高的特点。
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公开(公告)号：CN105179109A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510308872.9
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提出一种采用气吹原理的喷管延伸展开机构，其在推力室、固定段喷管上，沿周向均匀布置3根导轨；3根导轨安装时必须保证彼此平行，且它们整体的中心线要与发动机的轴线重合；上述3根导轨上端分别通过3根导轨支撑杆固定在推力室上，在固定段喷管上安装一个圆箍，在圆箍上凸起3个接头，导轨下端通过该接头和圆箍固定在固定段喷管上；在延伸段喷管上安装3个连接件，每个连接件上端安装有滑块，滑块可在导轨内自由滑动；在延伸段喷管大端出口处安装一个柔性的牵引伞；发动机起动前，通过向推力室内喷入高压气体，气体作用在牵引伞上，产生向后的拉力将延伸段喷管展开。本发明具有结构质量小、简单可靠的优点。
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公开(公告)号：CN119957387A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411971448.8
申请日：2024-12-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种基于偏心式喷注单元的3D打印一体化喷注器，涉及航空航天领域，包括采用3D打印一体化成型的喷注器本体，喷注器本体包括一底、二底、三底、喷注单元和外筒体，一底和三底连接于外筒体两端，二底位于一底和三底之间且与外筒体内壁连接，三底与二底之间形成氧化剂腔，一底与二底之间形成燃料腔，外筒体设有燃料入口，三底设有氧化剂入口；喷注单元连接于二底和一底之间；喷注单元设置有第一喷注通道和第二喷注通道，第一喷注通道的一端连通至一底背离二底一侧的空间、另一端连通至氧化剂腔，第二喷注通道的一端连通至一底背离二底一侧的空间、另一端连通至燃料腔。从结构设计上将焊缝减少至零且便于3D打印。
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公开(公告)号：CN119713916A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411984283.8
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种高换热低流阻微通道换热器，包括：壳体、三周期极小曲面换热芯体、进口集合器组件、出口集合器组件、增强换热折流板和分流隔板；三周期极小曲面换热芯体设置在壳体内部；三周期极小曲面换热芯体中心轴线位置处设置有分流隔板，三周期极小曲面换热芯体由分流隔板划分为左右两个独立的部分；增强换热折流板设置在三周期极小曲面换热芯体的左右两部分的中央，以改变冷流体的流动路径；进口集合器组件和出口集合器组件均为两个，径向设置在壳体左右两侧，与三周期极小曲面换热芯体连通。本发明所述换热器，在满足换热器高换热量、低体积重量、低燃气流阻的设计要求的同时，避免了螺旋管式换热器中可能存在的焊缝失效等问题。
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