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公开(公告)号：CN108757222B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810268168.9
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种三组元一体式喷嘴组件包括喷嘴入口段(1)、燃气通道(2)、氧孔(3)、轴向中心管(4)、喷嘴环缝(6)、氢孔(7)、支撑片(8)、喷嘴出口段(9)、肋(10)、组件外壁(11)；喷嘴入口段(1)为燃气的入口，轴向中心管(4)靠近喷嘴入口段(1)的一侧通过肋(10)固定在组件外壁(11)上，轴向中心管(4)的外壁与组件外壁(11)之间形成燃气腔(5)，氢孔(7)设置在肋(10)下游的组件外壁(11)上并与该处的燃气腔(5)连通，在孔(7)下游的燃气腔内设置支撑片(8)，用于支撑并保证轴向中心管(4)与组件外壁(11)的同轴度；轴向中心管(4)的靠近喷嘴出口段(9)的一侧与组件外壁(11)之间形成喷嘴环缝(6)，喷嘴环缝(6)下游为喷嘴出口段(9)；氧孔(3)为径向孔穿过肋(10)与轴向中心管(4)连通。
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公开(公告)号：CN109306920A
公开(公告)日：2019-02-05
申请号：CN201810932934.7
申请日：2018-08-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 大尺寸高效再生冷却喷管，涉及航空航天、民用和燃烧技术领域；包括进口集合器、喷管上段、连接环、喷管下段和出口集合器；其中，喷管上段为中空弧形锥状结构；进口集合器固定安装在喷管上段的窄口端；喷管下段为中空弧形锥状结构；喷管下段的窄口端沿轴向与喷管上段的宽口端处对接；出口集合器固定安装在喷管下段的宽口端；连接环固定安装在喷管上段与喷管下段之间；外部介质依次经介质入口、第一内腔、径向均流孔、第二内腔、二次均流孔、喷管上段外壁与喷管上段内壁之间的间隙中，最终通过出口集合器流出；本发明提高了与其面积比相适应的再生冷却能力，提高了工艺加工性，解决工艺生产难度较大，与上游结构安装、拆卸困难的问题。
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公开(公告)号：CN108757222A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810268168.9
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 一种三组元一体式喷嘴组件包括喷嘴入口段(1)、燃气通道(2)、氧孔(3)、轴向中心管(4)、喷嘴环缝(6)、氢孔(7)、支撑片(8)、喷嘴出口段(9)、肋(10)、组件外壁(11)；喷嘴入口段(1)为燃气的入口，轴向中心管(4)靠近喷嘴入口段(1)的一侧通过肋(10)固定在组件外壁(11)上，轴向中心管(4)的外壁与组件外壁(11)之间形成燃气腔(5)，氢孔(7)设置在肋(10)下游的组件外壁(11)上并与该处的燃气腔(5)连通，在孔(7)下游的燃气腔内设置支撑片(8)，用于支撑并保证轴向中心管(4)与组件外壁(11)的同轴度；轴向中心管(4)的靠近喷嘴出口段(9)的一侧与组件外壁(11)之间形成喷嘴环缝(6)，喷嘴环缝(6)下游为喷嘴出口段(9)；氧孔(3)为径向孔穿过肋(10)与轴向中心管(4)连通。
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公开(公告)号：CN108613217A
公开(公告)日：2018-10-02
申请号：CN201810272785.6
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种分配式部分预混喷注装置及燃烧室，所述的喷注装置包括氢入口管(1)、氢分配装置(2)、至少两个氢喷嘴(3)以及与氢喷嘴数量一致的预混管(5)；氢分配装置(2)为首尾相接的中心带腔体结构，氢入口管(1)与氢分配装置(2)的内腔连通，氢喷嘴(3)沿氢分配装置(2)内腔轴线均布安装且贯穿连通；预混管(5)包括直筒段和扩口段；直筒段套在氢喷嘴(3)外部且通过支撑片(4)保证二者同轴分布且二者之间形成一个空气环腔，扩口段伸出氢喷嘴，从氢喷嘴喷出的氢气与从空气环腔进入的空气在扩口段进行预混。
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公开(公告)号：CN107917016A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
CPC classification number: F02K9/62
Abstract: 本发明公开了一种高承压预燃室头部壳体结构，包括顶盖、二底、燃料集合器、身部和一底，本发明预燃室头部壳体采用球形结构，改善身部的局部工作环境，提高了预燃室头部整体承压能力和结构可靠性，有助于燃料集合器的结构布置；身部采用变壁厚设计，在燃料集合器包络范围内身部上均匀设置径向通孔，使一部分燃料通过径向通孔直接进入燃烧室，与高温燃气掺混，以改善燃烧室出口温度场均匀性，同时减少了扰流环、格栅和身部拐弯等结构，有效降低了预燃室重量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106438109A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610931334.X
申请日：2016-10-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
CPC classification number: F02K9/62
Abstract: 一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴；喉部加强衬套装在内壁喉部位置后进行焊接，内壁套入到外壁内腔，内壁、外壁两端接触位置分别焊接，进口孔、出口孔与内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器、第二集合器分别固定在外壁两端，第一接管嘴、第二接管嘴分别固定在集合器焊接孔位置，内壁、喉部加强衬套、外壁相互接触部位为真空后进行整体扩散焊。本发明推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性。
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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：CN117703629A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311808637.9
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种均匀分配推进剂的平面喷注器，包括入口法兰、顶盖、均流环、外喷嘴、内喷嘴、一底和二底；所述顶盖中心设有中心孔，中心孔侧面加工的圆弧过渡段与入口法兰连接，顶盖外缘与均流环连接，顶盖、入口法兰和均流环构成推进剂容腔；所述二底位于推进剂容腔内，包括燃气喷管和二底板件，所述二底板件为以燃气喷管为中心的圆盘结构，外缘与均流环推进剂容腔内壁连接，板面上以燃气喷管为中心均匀分布若干圈喷嘴组件安装孔，内喷嘴与喷嘴组件安装孔固连；燃气喷管的燃气入口端固定至顶盖的中心孔内，燃气出口端固定至一底上；所述一底上加工燃气喷管安装孔和喷嘴组件安装孔，相对二底板件安装，与固定外喷嘴和燃气喷管燃气出口端连接。
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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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公开(公告)号：CN114165359B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111475190.9
申请日：2021-12-03
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种防止身部过热的喷注器结构，采用偏心喷注单元与同轴喷注单元的组合设计方案，降低了燃气发生器近壁面侧混合比，解决了燃气发生器壁面易烧蚀、发蓝的问题，可以适应高温、高压的极端恶劣环境，实现单壁不冷却结构燃气发生器的工作可靠性。本发明已应用于某液氢液氧火箭发动机，此外还可以应用于液氧甲烷火箭发动机、航空发动机及燃油锅炉等众多领域，结构简单，易于推广，成本低廉。
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