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公开(公告)号：CN111305974A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010136387.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件、推力室试验件、预燃室点火器、推力室点火器、推进剂供应系统和流量控制系统。推力室试验件包括燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；预燃室试验件包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换。本发明实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的。
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公开(公告)号：CN109306920B
公开(公告)日：2019-11-29
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：CN105277290B
公开(公告)日：2018-02-13
申请号：CN201410347053.0
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
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圆柱段室壁温度梯度测量模块。该模块为平板型结构，包括平面形压板、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，一并套入平面形压板中；热电偶传感器在挡片以下部分穿入绝热衬套中。本发明可对燃烧室圆柱段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：CN105179109B
公开(公告)日：2017-05-17
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：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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Patent Agency Ranking
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：CN119267955A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411454532.2
申请日：2024-10-17
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种排放冷却点火器出口火焰补燃装置，该装置上端为带有喷注孔的锥体，排放冷却点火器喷出的中心高温燃气经锥体强制导流向四周流动，与外层的冷却燃料初步掺混后，共同经由锥体上的喷注孔向下游流动，喷注孔对称分布，从喷注孔流出的混合气在锥腔内互击掺混，实现充分补燃；装置中端设置异径凹腔，混合气流出锥腔后，进入异径凹腔，在凹腔内产生涡流，充分降低混合气流速；装置下端为出流口，补燃后的燃气在此处节流后流出点火器。本发明设计的补燃装置能够使点火器中心高温燃气与冷却燃料充分补燃，提高点火器出口火焰的能量，增强点火器出口火焰稳定性，从而提高点火器点燃火箭发动机的可靠性。
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公开(公告)号：CN114571053B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202210272675.6
申请日：2022-03-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种钛合金真空扩散焊喷管及设计方法，其中，该钛合金真空扩散焊喷管包括：第一集合器组件、第二集合器组件和扩散焊组件；其中，所述扩散焊组件的小端与所述第一集合器组件焊接；所述扩散焊组件的大端与所述第二集合器组件焊接。本发明加强了扩散焊的强度。
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公开(公告)号：CN114165363B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111394942.9
申请日：2021-11-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种具有多工况优选功能的推力室试验装置，包括火炬点火器、推力室、推进剂系统、控制系统和流量调节系统。推进剂系统主要是为推力室提供推进剂和冷却剂。控制系统主要是通过控制阀门的开关来调整推力室的工况。流量调节系统主要是为了控制不同工况下进入推力室的推进剂和冷却剂的流量；汽蚀管以及节流圈的结构尺寸需要根据试验工况选配；汽蚀管以及节流圈上下游分别设置压力、温度测点，用于精确评估不同试验工况下的流量状态。推力室包括头部、身部圆柱段、身部喉部段、喷管，四部分之间通过法兰依次连接。根据试验考核目的可以实现不同设计方案的部件快速拆换。
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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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