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公开(公告)号：CN105179109A
公开(公告)日：2015-12-23
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：CN207598369U
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201721626500.1
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本实用新型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，本实用新型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；本实用新型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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN207538942U
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201721551131.4
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本实用新型涉及一种具有支撑和导流作用的喷嘴结构，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。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。
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公开(公告)号：CN204784534U
公开(公告)日：2015-11-18
申请号：CN201520385358.0
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16H25/24
Abstract: 本实用新型提供一种具有调节能力的丝杆安装定位结构，其包括一个环形的安装基座和三个可调支撑臂；所述的三个可调支撑臂均包括依次连接的基础臂、调节块和定位块，其中可调支撑臂末端连接在安装基座上、并且在同一平面上构成等边三角形，三个可调支撑臂与安装基座轴线的距离相等；在调节块上开有横向调节槽，横向调节螺钉组与横向调节槽配合实现了横向调节；在定位块两侧开有径向调节槽，径向调节螺钉组与径向调节槽配合实现了径向调节。本实用新型定位结构提高了丝杆的装配精度，且具有结构简单、拆装方便的特点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN207701244U
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201721551324.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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN206360802U
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201621095686.8
申请日：2016-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本实用新型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：CN207598371U
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201721626483.1
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本实用新型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，本实用新型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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN204691935U
公开(公告)日：2015-10-07
申请号：CN201520388732.2
申请日：2015-06-08
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本实用新型提供一种冷却效果明显、有效增加结构的可靠性和工作寿命的火箭发动机喷管的气膜冷却结构。其在上游金属喷管的出口处连接有环形的气膜冷却集合器，气膜冷却集合器的圆周上均匀加工多个拉瓦尔喷管形式的排气孔，上游金属喷管内的气体通过这些排气孔排放至下游辐射冷却喷管内，在下游辐射冷却喷管内表面形成气膜。本实用新型所述的一种火箭发动机喷管的气膜冷却结构，其将上游使用推进剂组元进行排放冷却的金属喷管提供的低温气体在下游辐射冷却喷管表面均匀地形成一层保护气膜，降低了下游辐射冷却喷管工作时的结构温度，增加了结构可靠性和工作寿命。
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公开(公告)号：CN203796471U
公开(公告)日：2014-08-27
申请号：CN201420151204.0
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02M61/18
Abstract: 本实用新型涉及航空航天推进系统雾化燃烧技术，具体公开了一种具有内部均流腔的喷嘴，它包括气体喷嘴，气体喷嘴内设有液体喷嘴，气体喷嘴与液体喷嘴之间形成内部均流腔，所述的气体喷嘴上设有侧向孔，从而在侧向孔和内部均流腔内形成气体流动方向，在液体喷嘴内形成液体流动方向。可在外部流动环境恶劣，流场畸变严重的情况下可靠地工作，保持喷嘴出口速度的均匀性；同时不会在喷嘴出口形成局部低速区，有利于气液均匀混合，提高燃烧效率；可防止内部离心式液体喷嘴的射流穿透气幕，对燃烧装置的硬件造成烧蚀。
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