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公开(公告)号：CN107939551B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN201711228109.0
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种预燃室喷注器结构，包括喷注器基体、一底、直流式氧化剂喷嘴、直流式燃料喷嘴和离心式氧化剂喷嘴，本发明喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，有助于提高喷嘴与身部壁面间的相容性，改善身部壁面工作环境，提高了身部的可靠性；除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于提高预燃室燃烧效率，改善预燃室出口温度场均匀性；本发明预燃室喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃烧能量的释放过于集中，降低高频不稳定燃烧发生的可能性。
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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：CN116044610A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211706428.9
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种双膨胀循环液体火箭发动机系统，包括：燃料泵、燃料涡轮、燃料冷却夹套、氧化剂冷却夹套、燃烧装置、氧化剂涡轮、氧化剂泵、氧化剂主阀、燃料主阀、燃料控制阀和燃料旁通路；燃料泵、燃料冷却夹套、燃料涡轮、燃烧装置头腔形成燃料通路；燃料涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有燃料主阀；燃料旁通路一端与管路A联通，另一端与管路B联通；燃料控制阀设置在燃料旁通路上；氧化剂泵、氧化剂冷却夹套、氧化剂涡轮的、燃烧装置头腔形成氧化剂通路；氧化剂涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有氧化剂主阀。本发明将氧涡轮泵的涡轮工质变为氧气，简化了氧涡轮泵的密封结构，提高了氧涡轮泵的工作安全性与固有可靠性。
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公开(公告)号：CN111305974B
公开(公告)日：2021-06-11
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：CN110821713B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910934534.4
申请日：2019-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于多目标优选的模块化燃气发生装置，包括喷注器、扰流段、圆柱段、拐弯段和喉部段；喷注器、扰流段、圆柱段、拐弯段和喉部段之间通过螺栓串联连接，方便拆换；扰流段、圆柱段和拐弯段根据燃气发生装置的工作压力、流量和出口温度均匀性要求结合试验测试情况取舍。本发明能够通过一次试验对多个设计参数进行考核，减少了试验次数，降低了成本和试验周期。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111307465A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010136363.3
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，包括喷注器和燃烧室，喷注器和燃烧室通过螺栓连接。喷注器上沿周向从中心处向外依次设置有三圈喷嘴，最内圈由位于喷注器中心处的一个主喷嘴构成，第二圈由若干个主喷嘴构成，第三圈的半圈为边区喷嘴，另外半圈为间隔布置的隔板喷嘴和主喷嘴，且隔板喷嘴的位置保证每个隔板喷嘴被三个主喷嘴包围。在燃烧室周向、声腔不同深度布置温度和压力测点，测点位置与喷注器上的主喷嘴、边区喷嘴、隔板喷嘴的位置匹配，实现了在一次试验中既考核了隔板喷嘴热防护性能、又获取了声腔内温度分布、同时又对比了边区喷嘴、主喷嘴与室壁的热相容性效果。
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公开(公告)号：CN110805506A
公开(公告)日：2020-02-18
申请号：CN201910935869.8
申请日：2019-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种组合式燃烧稳定装置，包括喷注器基体、氧化剂顶盖、声腔环、隔板喷嘴和普通喷嘴；喷注器基体和氧化剂顶盖焊接连接，喷注器基体上表面为V型阶梯式结构，喷注器基体和氧化剂顶盖形成氧化剂头腔。声腔环焊接于喷注器基体下表面外缘，声腔环和喷注器基体之间形成燃料头腔。隔板喷嘴和喷注器基体V型阶梯式结构之间通过螺纹+钎焊的形式连接，且隔板喷嘴伸出喷注器基体下表面一定距离；在喷注器基体的V型阶梯式结构上，以V型阶梯式结构中心为圆心，安装有多圈普通喷嘴。本发明从源头上降低了高频不稳定燃烧的激励源，同时可以对多种振型的推力室固有声学不稳定和喷注耦合声学不稳定进行抑制。
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公开(公告)号：CN108915899A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810695904.9
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种四底三腔喷注器，承力座与燃气顶盖一体件和带环三底与导火管一体件构成燃气腔；带环三底与导火管一体件、带环二底共同形成的腔体为氧化剂腔；氧化剂进口段为氧化剂的入口，与氧化剂集合器相连通；氧化剂进口段设置导流片，将来流氧化剂分为两股分别流入氧化剂集合器的两侧；带环二底、一底共同形成的腔体为燃料腔；燃料进口段为燃料的入口，与燃料集合器相连通；燃料进口段设置导流片，将来流燃料分为两股分别流入燃料集合器的两侧；带环三底与导火管一体件、带环二底、一底上沿喷流方向安装喷嘴组件；上述燃气腔、氧化剂腔、燃料腔三腔从上到下依次分布。
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公开(公告)号：CN108869002A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810907967.6
申请日：2018-08-10
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种提高预燃室温度均匀性的结构，包括排放冷却身部(2)、身部弯头(3)、身部三通(4)；所述排放冷却身部(2)为圆筒状，排放冷却身部(2)的一端开口，另一端设有格栅；所述排放冷却身部(2)与身部弯头(3)连接，排放冷却身部(2)的格栅靠近身部弯头(3)；所述身部弯头(3)与身部三通(4)连接；所述排放冷却身部(2)、身部弯头(3)和身部三通(4)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，增加了格栅、弯头和三通结构，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：CN105334063B
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201510849352.9
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供一种高温高压燃气环境测量安装结构，其所述的高温高压燃气环境测量安装结构包括石英玻璃观察窗和钨渗铜安装环；所述的石英玻璃观察窗包括筒形的观测段壁，观测段壁外固定观察窗转接座，观察窗固定在观察窗转接座上；观测段壁与观察窗转接座连接处设置柔性石墨密封垫；所述的钨渗铜安装环包括筒形的钨渗铜内壁，在钨渗铜内壁外固定金属外壁，在金属外壁的中心通孔上端设置点火器转接座，在金属外壁的中心通孔下端设置测量管嘴。本发明可满足点火器、高频脉动压力传感器等较大口径结构的安装，适用于氢氧发动机从低温预冷到高温工作的交变试验环境，解决了沟槽式再生冷却燃烧室壁安装困难的问题。
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