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公开(公告)号：CN113109498A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110272090.X
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01N31/12
Abstract: 一种用于淬熄试验的等压燃烧装置，包括壳体、稳压腔、主燃烧腔、副燃烧腔等；壳体端部沿周向均匀分布若干副燃烧腔，壳体内设置主燃烧腔、稳压腔；主燃烧腔侧壁设置进气孔，主燃烧腔与各副燃烧腔连通，主燃烧腔与副燃烧腔之间为淬熄通道；主燃烧腔与稳压腔之间用膜片隔开；主燃烧腔和副燃烧腔内预先充入均匀混合的可燃气体，稳压腔内为氮气，主燃烧腔、副燃烧腔、稳压腔内初始压力相同；每个副燃烧腔的侧壁装有热电偶，副燃烧腔末端安装光学玻璃窗。本发明的装置用于在恒定燃烧压力环境中进行淬熄试验，能够实现0～10MPa的等压燃烧。
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公开(公告)号：CN108757223B
公开(公告)日：2019-11-29
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：CN107893711B
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201711027075.9
申请日：2017-10-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种气氢气氧火炬式电点火装置，包括氢气瓶(1)、氧气瓶(2)、氧音速喷嘴(3)、氢音速喷嘴(4)、点火主体、收敛段(8)、电火花塞装置(9)；所述点火主体内设有氧腔(5)、氢腔(6)、点火室(7)；氢气瓶(1)经氢音速喷嘴(4)与点火主体的氢腔(6)连通；氧气瓶(2)经氧音速喷嘴(3)点火主体的氧腔(5)连通；点火室(7)的中心轴线上设有直流孔与氧腔(5)连通；点火室(7)的侧壁上设有切向孔(71)与氢腔(6)连通；点火室(7)与收敛段(8)连通；电火花塞装置(9)安装在点火主体的外表面，插入点火室(7)内，位于直流孔和切向孔(71)之间。
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公开(公告)号：CN109404166A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811109913.1
申请日：2018-09-21
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种宽工况液氢液氧火炬式电点火装置，包括：点火室、氧喷嘴、氢腔外壳、火花塞；氢腔外壳为壳体，壳体壁开有液氢进口；氧喷嘴开有n个轴线相交于一点使液氧撞击雾化的通孔；点火室上端开有液氧进口，下端套有氢腔外壳，点火室下端的外壁和氢腔外壳之间的空腔作为液氢腔；点火室的内部安装有氧喷嘴，将点火室的内部分隔为液氧腔和第二内腔，氧喷嘴的下端面朝向第二内腔；第二内腔的内壁上开有多排通孔；点火室的下端面连接下级预燃室或推力室的头部；火花塞插入点火室的第二内腔。本发明可拆卸、适应性强、方便电点火室与火花塞故障检测与维修，节省生产周期和研制成本。
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公开(公告)号：CN105332822B
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201510849770.8
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种组合式多功能燃烧装置，其包括并联设置的若干个燃烧试验件以及推进剂供应系统；所述的推进剂供应系统包括氧化剂贮箱，氧化剂贮箱通过管路与若干个燃烧试验件的氧化剂进口分别连接；在氧化剂贮箱与每个燃烧试验件的氧化剂进口连接的管路上均设置氧化剂流量调节元件；所述的推进剂供应系统还包括燃料贮箱，燃料贮箱通过管路与若干个燃烧试验件的燃料进口分别连接；在燃料贮箱与每个燃烧试验件的燃料进口连接的管路上均设置燃料流量调节元件。本发明采用分段串联组合式燃烧装置的并联式试验，可实现燃烧效率、热流分布多功能测量；可实现燃烧室轴向长度可调，可最大地实现相同工况条件下不同喷注器方案的性能对比研究。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106226084A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610779797.9
申请日：2016-08-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M15/02
CPC classification number: G01M15/02
Abstract: 一种复合功能声学试验件，包括：隔板(1)、声腔环(2)、身部段(3)和堵盖(4)；身部段(3)包括直筒段和收敛段；声腔环(2)为由内外两层圆筒组成的环形结构，一端封闭使得环形结构内部形成空腔，外层圆筒连接身部段(3)直筒段；周向隔板(6)为圆筒形，一端固定在底板(5)中部，沿周向隔板(6)周向分布有径向隔板(7)，径向隔板(5)通过边缘的定位卡槽安装在声腔环(2)内层圆筒内；堵盖(4)安装在身部段(3)收敛端。本发明旨在研究隔板和声腔不同稳定装置配置下的燃烧室的声学特性，提高其稳定性设计裕度，减少了试验件的数量，节约生产周期和成本。(7)安装在周向隔板(6)和身部段(3)之间，底板
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公开(公告)号：CN105317586A
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201410347815.7
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 该技术属于集液腔均流装置技术领域，具体涉及一种大流量单进口环形集液腔均流装置。其包括流路进口、一次大均流腔、径向均流孔、二次小均流腔、流路出口、集液腔基体。流路进口位于集液腔基体正上方，其下方为一次大均流腔，在一次大均流腔中，并与流路进口相对的正下方为进口均流板，进口均流板上开有数个通孔，可以起到局部整流作用，使得沿环形集液腔周向的压力分布基本趋于均匀，同时可以将局部流阻控制在较低水平。径向均流孔位于一次大均流腔下游，共有多个径向均流孔在大均流腔的底部沿周向排列，并与二次小均流腔连接，起到进一步均流作用的同时将局部流阻控制在较低水平。
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公开(公告)号：CN115680936B
公开(公告)日：2023-06-16
申请号：CN202211718098.5
申请日：2022-12-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法，该组合循环发动机具有比冲高、推力大、水平起降、自加速、工作速域宽、可多种模态工作等特点，解决了动力鸿沟问题，可以应用在航空航天推进领域。协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机，涡轮发动机和火箭基发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的压气机出口设有分流器，分流器分别与涡轮发动机燃烧室和进气隔板连通。在进气隔板上设有进气通道，进气通道与支板火箭发动机推力室连通。
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公开(公告)号：CN115199440A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210625778.6
申请日：2022-06-02
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种用于液体火箭发动机的光学点火诊断装置，包括：光学传感器(2)、光纤(3)和燃烧分析仪(4)，所述光学传感器(2)用于采集点火器内火焰的光学信号，通过所述光纤(3)传输至燃烧分析仪(4)，所述燃烧分析仪(4)根据光学信号，采用点火判断算法对点火状态进行判断。本发明还提供了使用该装置进行液体火箭发动机点火诊断的方法。本发明装置及方法具有响应速度快，可重复使用，可对点火过程进行量化分析的优点，有效提升了液体火箭发动机点火的可靠性。
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公开(公告)号：CN114439652A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111642700.7
申请日：2021-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种热防护增强型3D打印喷管延伸段，包括喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖和底座，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座分别通过3D打印成型。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，利用3D打印优势冷却通道进出口区域采用埋入式设计，冷却通道肋直接延伸到端面，冷却通道进口更靠近小端端面，冷却通道出口更靠近大端端面，延伸到端面的肋充分保证了端面的结构强度，冷却通道进出口与端面的距离可以减小到1mm以内，使得冷却剂流经喷管延伸段端面尖角的区域，对该区域进行较为充分的冷却。
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