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公开(公告)号：CN106337759A
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201610867715.6
申请日：2016-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
CPC classification number: F02K9/96
Abstract: 本发明的一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，即一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构。既可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内可靠引爆。其中扰动装置在引爆之前先要经受3s低温低压环境(35K，0.5MPa)，之后要经受5s高温环境(3600K，10MPa)，最长工作时间约10s。还能满足振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏；同时保证爆炸碎片不会对试验件铜合金内壁造成破坏。
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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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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：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：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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Patent Agency Ranking
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：CN107740733A
公开(公告)日：2018-02-27
申请号：CN201711200317.X
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种耐高压抗冲击的离心喷嘴，其特征在于：包括离心喷嘴壳体(1)和密封结构(2)；所述离心喷嘴壳体(1)为阶梯状柱体，离心喷嘴壳体(1)内设有阶梯状通孔，离心喷嘴壳体(1)外径较小的部分作为翻边(4)；密封结构(2)安装在离心喷嘴壳体(1)的通孔内靠近翻边(4)的一端，用于密封离心喷嘴壳体(1)的一端；翻边(4)向离心喷嘴壳体(1)的通孔方向弯折后用于密封结构(2)安装后的紧固。
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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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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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