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公开(公告)号：CN108915899B
公开(公告)日：2020-02-14
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：CN108733882A
公开(公告)日：2018-11-02
申请号：CN201810333239.9
申请日：2018-04-13
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种氢氧发动机导管布局及生产的优化方法，首先在发动机数字样机上进行导管三维模装布局设计，建立发动机所有导管的三维模型；然后从每个导管三维模型中提取相邻直线段间的交点坐标；利用空间解析几何和空间坐标变换方法计算出每个导管的“YBC”折弯数据，根据每个导管的“YBC”折弯数据表进行导管样件制作生产。本发明方法不需要反复取样确认，提高了发动机装配工作效率，缩短了发动机交付周期，实现了发动机导管布局和生产的最优化。
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公开(公告)号：CN106286012B
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201610829067.5
申请日：2016-09-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布。外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。本发明设计的吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式工作特点，是用于未来飞行器可重复使用水平起降单级入轨的新型动力装置。
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公开(公告)号：CN107762664A
公开(公告)日：2018-03-06
申请号：CN201711155342.0
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明解决了传统喷注器钎焊后喷嘴环形间隙减小以及不均匀问题，提供一种可以在有限的距离内既能控制喷嘴环形间隙又使喷嘴出口流量均匀的喷嘴结构。本发明的喷嘴结构为阶梯状圆柱体，喷嘴结构内部设有阶梯状通孔；所述喷嘴结构外半径较小的部分作为悬臂；所述悬臂的外表面设有流线型的支撑肋；所述喷嘴结构内部阶梯状通孔靠近支撑肋的一端作为出口端；另一端作为进口端，另一端作为进口端；所述支撑肋与出口端的最小距离为悬臂总长度的1/3～2/3。
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公开(公告)号：CN107643180A
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201610579755.0
申请日：2016-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明属于氢氧发动机涡轮泵故障诊断技术领域，具体涉及一种基于小波分析的高速低温涡轮泵轴承保持架故障诊断方法。包括如下步骤：步骤一：通过轴承的结构参数与当时运转的状态，理论计算得到滚动轴承保持架故障特征频率；步骤二：对涡轮泵振动信号进行快速傅立叶分析，得到振动信号的大体频率分布情况；步骤三：选择小波基函数，使得所要分析的特征频率在适当频段的中心频率附近，避免出现频率混现象；对涡轮泵振动信号进行离散小波分析；步骤四：对保持架故障特征频率所在的频段进行短时傅立叶分析。本发明运用小波分析与短时傅里叶分析相结合的方法对涡轮泵振动信号进行分析处理，实现对高速低温涡轮泵滚动轴承保持架进行监测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105922674A
公开(公告)日：2016-09-07
申请号：CN201610258550.2
申请日：2016-04-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: B32B9/04 , B32B15/095 , B32B15/20 , B32B27/40
CPC classification number: B32B5/02 , B32B5/18 , B32B15/046 , B32B15/14 , B32B15/20 , B32B2250/40 , B32B2262/10 , B32B2266/0278 , B32B2307/304 , B32B2307/718
Abstract: 一种轻质复合结构隔热层，包括石英纤维布层A1、铝箔层A2、柔性隔热毡3、铝箔层B4、石英纤维布层B5，其中石英纤维布层A1、石英纤维布层B5位于最外层，而柔性隔热毡3位于整个隔热层中心，在柔性隔热毡3与石英纤维布层A1、石英纤维布层B5之间分别为铝箔层A2、铝箔层B4，且铝箔层A2、铝箔层B4形成一个密闭空间(从权)，增强隔热效果。石英纤维布层可以是高硅氧布。铝箔可以是金属箔层。柔性隔热毡可以是聚氨脂泡沫。
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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：CN107917016B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: 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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公开(公告)号：CN117386529A
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202311174566.1
申请日：2023-09-12
Applicant: 北京航天动力研究所
Inventor： 韩长霖 , 孔维鹏 , 田原 , 王晓丽 , 刘倩 , 潘亮 , 刘红珍 , 张晋博 , 张亚 , 郭洪坤 , 杨婷 , 宫绍天 , 王希杰 , 吴有亮 , 李泳江 , 石珊珊 , 崔壮力
Abstract: 本发明涉及一种高承压均流掺混的集合器和燃烧装置，该集合器将入口法兰与集合器壳体作为整体一体化加工生产，充分发挥增材制造的加工工艺优势，同时采用大圆角渐变式变径入口法兰设计，大幅提高了集合器内部流场的流动均匀性；在入口法兰与集合器身部位置设置加强筋结构，并在加强筋过渡位置采用大圆角过渡边，大幅提高了产品的承压性能；该集合器采用一种酒桶形结构，减少了推进剂腔体容积，降低了入口法兰方向的长度，便于发动机的结构布置；内部采用多排均流孔的结构设计，进一步加强了集合器内流体流动的均匀性。
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公开(公告)号：CN114215660B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202111357266.8
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种高效稳定喷注器，包括一底(1)、二底(2)、主喷嘴组件(3)、隔板喷嘴组件(4)；一底(1)、二底(2)之间构成燃料腔，二底(2)与外部壳体构成氧化剂腔；隔板喷嘴组件(4)绕一底(1)的中心轴分布一圈，在一圈隔板喷嘴组件(4)的外侧的周向均匀分布若干列沿径向排布的隔板喷嘴组件(4)，隔板喷嘴组件(4)的端部从一底(1)表面伸出，主喷嘴组件(3)均匀分布在一底(1)的其余区域。本发明在保证高燃烧效率以及燃烧室壁面安全可靠的同时，有效抑制燃烧不稳定的发生。
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