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公开(公告)号：CN108757223A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810281669.0
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种用于考核复合材料抗氧化烧蚀性能的推力室结构及方法，属于航空航天发动机领域。所述推力室结构，包括依次同轴连接的喷注器(1)、第一身部(2)、第二身部(3)及收敛段(4)，所述第一身部(2)和第二身部(3)均为空心圆柱结构，所述第一身部(2)及收敛段(4)均为金属材质，所述第一身部(2)设有冷却介质通道，所述第二身部(3)为复合材料材质，所述收敛段(4)为空心结构。本发明通过燃烧室压力模拟实际的使用环境压力，降低了对燃料和氧化剂供应能力的要求，节约了考核成本且可以随时、长时间对复合材料性能进行考核，考核结果准确。
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公开(公告)号：CN105179610A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510308860.6
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
CPC classification number: F16H3/087 , F16H61/2807 , F16H2306/00
Abstract: 本发明提供一种单电机驱动的具有高低速切换功能的自动变速机构，其电机输出端齿轮分别啮合齿轮二和齿轮三；齿轮二与电磁离合器的输入端连接，电磁离合器的输出端连接齿轮四，齿轮四啮合齿轮六，齿轮六连接输出轴；齿轮三与超越离合器的输入端连接，超越离合器的输出端连接齿轮五，齿轮五啮合齿轮六，齿轮六连接输出轴；电机的转动由电机输出端齿轮分别通过两路进行传递。本发明采用单电机驱动结构，系统简化，有利于减轻质量、提高固有可靠性；电磁离合器和超越离合器组合设计，通过对电磁离合器的操控，实现了喷管延伸展开机构在单电机驱动下的高、低速自动切换。
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公开(公告)号：CN119467138A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411531461.1
申请日：2024-10-30
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种3D打印一体式喷注器，点火通道贯穿头腔A、头腔B且位于中间；喷嘴A和喷嘴B为集成为一体的同轴结构，在点火通道外周向均布；其中喷嘴A包括入口孔和直通道，入口孔位于头腔A内部，至少四个入口孔沿圆周方向均布并与中心的直通道连通；喷嘴B位于头腔B内部，包括均流环腔、收缩通道、出口环缝；所述均流环腔与收缩通道整体外形截面呈圆台型，收缩通道的前端为由喷嘴A直通道出口端侧壁与底B之间形成的出口环缝，喷嘴A直通道出口端与底B之间形成掺混区；头腔A、头腔B的外壁，即带均流孔环壁与腔外壁之间形成环形腔，腔外壁上设置入口，上述点火通道、头腔A、头腔B、室压测量通道、喷嘴A、喷嘴B采用3D一体打印成型。
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公开(公告)号：CN116085146A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202211658760.2
申请日：2022-12-22
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种低流阻增强换热推力室身部，包括：冷却夹套和高温合金外套；高温合金外套安装在冷却夹套外侧；冷却夹套内侧为燃气域，用于为高温燃气流动提供必要空间；冷却夹套由若干条冷却通道构成；其中，各冷却通道的截面均为连续变化的圆形或近圆形截面，且截面形状与截面积均沿轴向连续变化，减少了通道突扩、突缩，减小了局部流阻损失。本发明所述的低流阻增强换热推力室身部，通过改进优化冷却通道结构，减小了流阻损失，在不增加推力室身部重量的情况下增大换热面积，提高了换热能力。
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公开(公告)号：CN113738536B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110997421.6
申请日：2021-08-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 一种一体式承力均流顶盖装置，包括对接法兰、入口段、顶盖、承力装置、整流装置、支撑肋；对接法兰端口为推进剂入口，对接法兰通过入口段与顶盖相连，入口段周围设置辐射状支撑肋，支撑肋分别连接对接法兰、入口段和顶盖；顶盖上端连接承力装置，用于推力传递；顶盖下端连接整流装置，用于保证进入各喷嘴的推进剂均匀分布；顶盖过轴线截面呈双峰型，中心凹腔为带中心孔的圆台形平台，用于点火器的连接和安装；顶盖上设置径向窗口，用于操作安装点火器或点火器电缆引出；顶盖上还设置有用于吊装的吊装孔。该一体式承力均流顶盖装置可承内压、可传推力、压力和流量分布均匀性高、一体成型无焊接。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113006971A
公开(公告)日：2021-06-22
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：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：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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