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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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公开(公告)号：CN114412664A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111592464.2
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种降低点火冲击的推力室头部结构，包括一底、二底、三底、点火管、氧化剂喷嘴、燃料喷嘴，一底、二底之间构成燃料腔，二底、三底之间构成氧化剂腔，三底中间位置设置有氧化剂入口，点火管设置于氧化剂腔内，点火管一端与三底连接，点火管另一端与二底连接且同时连通一底下方燃烧室，氧化剂喷嘴一端与二底连接，氧化剂喷嘴另一端与燃料喷嘴连接，连通氧化剂腔及一底下方燃烧室，燃料喷嘴设置于燃料腔内，连通燃料腔与一底下方燃烧室，通过推力室头腔结构以及点火管的合理布置，能够降低推力室点火冲击。
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公开(公告)号：CN114215660A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111357266.8
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种高效稳定喷注器，包括一底(1)、二底(2)、主喷嘴组件(3)、隔板喷嘴组件(4)；一底(1)、二底(2)之间构成燃料腔，二底(2)与外部壳体构成氧化剂腔；隔板喷嘴组件(4)绕一底(1)的中心轴分布一圈，在一圈隔板喷嘴组件(4)的外侧的周向均匀分布若干列沿径向排布的隔板喷嘴组件(4)，隔板喷嘴组件(4)的端部从一底(1)表面伸出，主喷嘴组件(3)均匀分布在一底(1)的其余区域。本发明在保证高燃烧效率以及燃烧室壁面安全可靠的同时，有效抑制燃烧不稳定的发生。
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公开(公告)号：CN114151233A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111455730.7
申请日：2021-12-01
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种实现液体火箭发动机点火过程可靠的点火器固定装置，点火器固定装置主体为柱状中空结构，下底开口作为出口，侧壁上设置3个火药点火器安装孔，用于安装火药点火器；每个火药点火器安装孔用于安装一个火药点火器，3个火药点火器安装好后，在水平面的投影呈“Y”字形。点火器固定装置的出口与火药喷管采用焊接方式连接，火药点火器通过螺纹方式安装于火药点火器安装孔中。本发明能够在保证外部总装结构不变的情况下为每台推力室新增一枚点火器，使发动机具备3次起动的能力，同时提升了发动机点火及工作的可靠性。
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公开(公告)号：CN113175394A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110481250.1
申请日：2021-04-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提出一种氢氧火箭发动机动态燃烧稳定性鉴定试验系统和方法，并且能够适应氢氧发动机燃烧室特殊的再生冷却通道结构下的测量安装要求。试验系统包括燃烧试验件、推进剂供应系统、测量系统；燃烧试验件包括喷注器、燃烧室、冷却剂路集液腔和点火器；点火器安装在喷注器上，喷注器安装在燃烧室头部，冷却剂集液腔设置在燃烧室尾部；推进剂供应系统包括液氧供应系统、氢喷前温度递降调整系统、冷却剂供应系统；液氧供应系统向喷注器中提供液氧；氢喷前温度递降调整系统向喷注器中提供低温气氢；冷却剂供应系统与冷却剂路集液腔相连，向燃烧室内提供冷却剂；测量系统进行温度测量、缓变压力测量、振动测量和高频速变压力测量。
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公开(公告)号：CN112324590A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011061739.5
申请日：2020-09-30
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种抑制多通管路中燃气压力单边脉动的整流装置，安装在燃气多通来流入口处，整流装置为具有导流型面的中空杯状结构，包括导流型面和圆柱段，导流型面呈倒锥形，其小端与圆柱段连接为一体且直径相同；在导流型面沿燃气流动方向均布若干圆孔；在整流装置的圆柱段沿径向方向设置若干排径向孔，在圆柱段底部沿轴线方向布置若干圈圆孔。本发明整流装置能抑制多通管路中因流动不稳定引起的单边压力脉动。
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公开(公告)号：CN110735732A
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201910896603.7
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种多功能可拆换喷嘴试验装置，根据喷嘴类型的不同，可以分为模式A、B、C三种组装方式。其中模式A针对双离心氧化剂喷嘴，模式B针对单离心氧化剂喷嘴，模式C针对直流氧化剂喷嘴。本发明可以通过调换紧固螺纹柱的安装方向或螺纹拧进深度，改变密封柱或支撑环高度实现，应用范围得到了显著拓宽。本发明能够针对两路氧化剂、一路燃料同时进行测量，同时也能兼顾两路或单路测量，弥补了现有喷嘴试验装置的不足，能够满足同轴直流、同轴离心等不同类型喷嘴的试验要求，具备一定的喷嘴长度适应性，同时具备喷嘴更换方便、结构简单、可操作性强的优势。
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公开(公告)号：CN108915899A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810695904.9
申请日：2018-06-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种四底三腔喷注器，承力座与燃气顶盖一体件和带环三底与导火管一体件构成燃气腔；带环三底与导火管一体件、带环二底共同形成的腔体为氧化剂腔；氧化剂进口段为氧化剂的入口，与氧化剂集合器相连通；氧化剂进口段设置导流片，将来流氧化剂分为两股分别流入氧化剂集合器的两侧；带环二底、一底共同形成的腔体为燃料腔；燃料进口段为燃料的入口，与燃料集合器相连通；燃料进口段设置导流片，将来流燃料分为两股分别流入燃料集合器的两侧；带环三底与导火管一体件、带环二底、一底上沿喷流方向安装喷嘴组件；上述燃气腔、氧化剂腔、燃料腔三腔从上到下依次分布。
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公开(公告)号：CN107740733A
公开(公告)日：2018-02-27
申请号：CN201711200317.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。
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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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