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公开(公告)号：CN105327628B
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201510850067.9
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种低流阻旋流扩散气液混合器，该混合器壳体一端为液体入口，另一端为出口；在液体入口内部设置起旋器，起旋器的端部连接多孔扩散器，多孔扩散器的另一端连接多孔弧形挡板；在多孔扩散器位置处的混合器壳体上开设气体入口；在混合器壳体内部中间处设置三组错排长翼片混合单元，每组错排长翼片混合单元由相互垂直的两块半圆型翼片组成，并且相邻两错排长翼片混合单元的翼片旋转方向相反。本发明的低流阻旋流扩散气液混合器在火箭发动机推力室头部之前，用于两路燃料的换热、混合，形成温度均一、速度稳定的气流，进入推力室进行燃烧。
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公开(公告)号：CN105388007A
公开(公告)日：2016-03-09
申请号：CN201510849780.1
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明提供一种组合式可拆换喷嘴试验装置，其包括内部带有空腔的燃料路入口集合器，在燃料路入口集合器两侧分别设置燃料路入口，燃料喷嘴设置在燃料路入口集合器上部，燃料喷嘴位于燃料路入口集合器的空腔内的部位设有燃料入口；氧化剂喷嘴设置在燃料喷嘴上部，氧化剂喷嘴下部延伸进入燃料喷嘴内的底部；氧化剂路入口集合器设置在氧化剂喷嘴上部，在氧化剂路入口集合器上方设置氧化剂入口；燃料从两侧的燃料路入口进入，氧化剂从氧化剂入口进入。本发明结构方便拆装，可实现高压低温介质的可靠密封，有利于提高试验效率。本发明用于高压低温液体火箭发动机燃料和氧化剂喷嘴进行雾化试验时密封性良好，试验周期短。
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公开(公告)号：CN105332822A
公开(公告)日：2016-02-17
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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公开(公告)号：CN102677102A
公开(公告)日：2012-09-19
申请号：CN201110057132.4
申请日：2011-03-10
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: C25D1/00
Abstract: 本发明属于电铸加工技术领域，具体为一种电铸预留小孔方法。通过电铸前在需要加工小孔的沟槽内壁的肋处把小孔加工好，然后将针棒插入加工好的小孔内，电铸完成后，将针棒拔出，形成电铸后形成的盲孔或电铸后形成的通孔的方法，解决推力室身部内壁电铸后小孔加工难以精准定位的问题以及大长径比小孔加工难的问题。产品生产合格率提高到100％，大大地提高了研制效率，节约了科研生产成本，取得了很好的社会经济效益。
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公开(公告)号：CN119538525A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411512715.5
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F113/14
Abstract: 本发明公开了一种多层加强波纹管的三维挠性建模方法，属于液体火箭发动机总体设计领域。本发明建立了各层子零件挠性波纹管模型、加强环三维模型并装配得到一级装配体模型，通过对坐标动态探测和解析、动态参数获取及实体挠性驱动设计、动态参数驱动设计，实现了多层加强波纹管挠性化定义，且装配后与发动机摇摆柔性动态装配随动，解决了多层加强波纹管柔性动态随动变形难题，统一的三维模型可同步指导生产及装配，为发动机整机动态摇摆运动仿真奠定基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118378550B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827404.1
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/0442 , F02K9/72 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供了基于智能化降阶模型的液体火箭发动机系统仿真方法，涉及液体火箭发动机系统仿真技术领域，包括构建针对液体火箭发动机核心部件的液体火箭发动机部组件仿真模型（发动机头腔仿真模型和流量调节器仿真模型）；基于发动机各部件的部件参数对相应的液体火箭发动机部组件仿真模型进行智能化降阶，得到目标降阶模型；将目标降阶模型嵌入至液体火箭发动机系统仿真平台，以对液体火箭发动机进行系统仿真。本申请保证了模型的高精度和可降阶性，在液体火箭发动机整体系统仿真中引入智能化降阶模型，在提高仿真效率的同时，能够更好地保持系统级仿真的高精度。
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公开(公告)号：CN118378550A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827404.1
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/0442 , F02K9/72 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供了基于智能化降阶模型的液体火箭发动机系统仿真方法，涉及液体火箭发动机系统仿真技术领域，包括构建针对液体火箭发动机核心部件的液体火箭发动机部组件仿真模型（发动机头腔仿真模型和流量调节器仿真模型）；基于发动机各部件的部件参数对相应的液体火箭发动机部组件仿真模型进行智能化降阶，得到目标降阶模型；将目标降阶模型嵌入至液体火箭发动机系统仿真平台，以对液体火箭发动机进行系统仿真。本申请保证了模型的高精度和可降阶性，在液体火箭发动机整体系统仿真中引入智能化降阶模型，在提高仿真效率的同时，能够更好地保持系统级仿真的高精度。
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公开(公告)号：CN116044610B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202211706428.9
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种双膨胀循环液体火箭发动机系统，包括：燃料泵、燃料涡轮、燃料冷却夹套、氧化剂冷却夹套、燃烧装置、氧化剂涡轮、氧化剂泵、氧化剂主阀、燃料主阀、燃料控制阀和燃料旁通路；燃料泵、燃料冷却夹套、燃料涡轮、燃烧装置头腔形成燃料通路；燃料涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有燃料主阀；燃料旁通路一端与管路A联通，另一端与管路B联通；燃料控制阀设置在燃料旁通路上；氧化剂泵、氧化剂冷却夹套、氧化剂涡轮的、燃烧装置头腔形成氧化剂通路；氧化剂涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有氧化剂主阀。本发明将氧涡轮泵的涡轮工质变为氧气，简化了氧涡轮泵的密封结构，提高了氧涡轮泵的工作安全性与固有可靠性。
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公开(公告)号：CN116220949A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211713557.0
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。
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公开(公告)号：CN112360647A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202010897756.6
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法，属于液体火箭发动机技术领域。在发动机起动时，由所述电池供电，驱动所述电动同轴泵工作，液氧、液甲烷经过所述电动泵增压后分别进入所述燃气发生器、所述推力室，并由电点火方式点燃；进入所述燃气发生器的液氧、液甲烷燃烧后产生的燃气驱动所述发动机主涡轮泵起旋，从而完成发动机起动过程；由所述电动同轴泵为所述燃气发生器、所述推力室提供的推进剂，在点燃状态下作为火炬点燃所述燃气发生器、所述推力室的推进剂主流，从而完成发动机燃烧室的点火。
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