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公开(公告)号：CN104929807A
公开(公告)日：2015-09-23
申请号：CN201510307403.5
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K1/80
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构，其中推力室和喷管相连接，通过螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接，其所述的推力室为金属，所述的喷管为C-C复合材料；所述的喷管的法兰和推力室的法兰的轴线垂直于喷管型面母线切线；采用内六角螺栓穿过喷管的法兰和推力室的法兰实现喷管和推力室的连接；内六角螺栓与C-C复合材料的喷管的法兰之间设置隔热垫，通过螺母固定内六角螺栓；在推力室的法兰侧面设有加强肋。本发明能够减小法兰的径向尺寸和重量，改善C-C复合材料喷管法兰成型的工艺性，增加C-C复合材料喷管法兰的结构强度。
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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：CN105277290B
公开(公告)日：2018-02-13
申请号：CN201410347053.0
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
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圆柱段室壁温度梯度测量模块。该模块为平板型结构，包括平面形压板、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，一并套入平面形压板中；热电偶传感器在挡片以下部分穿入绝热衬套中。本发明可对燃烧室圆柱段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：CN105179109B
公开(公告)日：2017-05-17
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：CN105277291A
公开(公告)日：2016-01-27
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104989554A
公开(公告)日：2015-10-21
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：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：CN117090709A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202311026501.2
申请日：2023-08-15
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种分层式超声速气膜冷却单壁喷管延伸段，包括超声速气膜喷射装置、单壁喷管延伸段；超声速气膜喷射装置为环状结构，一端与喷管上段焊接，另一端与单壁喷管延伸段焊接；所述环状结构外侧开孔，作为冷却剂入口，焊接后该环状结构和喷管上段之间形成封闭的环形腔，该环形腔作为冷却剂入口集合器；所述超声速气膜喷射装置靠近单壁喷管延伸段的一端布置有两圈超声速气膜孔，分别是内圈超声速气膜孔、外圈超声速气膜孔。本发明冷却剂通过内、外两排超声速气膜孔形成分层气膜，有效降低了单壁喷管延伸段最高壁面温度。同时避免了高辐射发射率涂层、热障涂层等复杂工艺的使用，也无涂层易脱落带来的风险。
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公开(公告)号：CN114412663B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202111590098.7
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，属于机械技术领域。本发明包括承力端面、推进剂进口弯管、推进剂进口法兰、顶盖内腔、内锥面、外锥面、顶盖底面、承力壁；液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面传递至顶盖，并通过内锥面和外锥面形成的三角形承力结构传递至承力壁，最后通过承力端面传递至发动机机架；推进剂自推进剂进口法兰处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管进入顶盖内腔，然后进入下游喷嘴。
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