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公开(公告)号：CN114483380A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111590096.8
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种可多次起动的小型化燃气发生装置，属于机械技术领域。本发明包括头部和身部；所述头部用于组织推进剂的喷注、雾化，雾化的推进剂在燃烧室中掺混并进行初步燃烧；此外，分别从其氧化剂腔和燃料腔各引一股氧化剂和燃料进入位于中心的点火室以产生稳定的点火源，实现燃气发生装置的多次起动；所述身部用于在位于头部的燃烧室中初步燃烧的燃气进入身部后进一步掺混、燃烧，产生温度均匀的燃气。
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公开(公告)号：CN114251195A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111481508.4
申请日：2021-12-06
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明公开了一种多次起动推力室头部结构及推力室，多次起动推力室头部结构中，在承力锥保持锥形向上收缩构型前提下，通过对二孔座的紧凑化设计，采用非接触电子束焊或激光焊代替对二孔座的传统氩弧焊或法兰连接，使得液氧顶盖、承力锥和加强肋能够实现一体化设计，本发明在一体式顶盖内部设置了一体式加强结构单元，利用多个加强肋对一体式顶盖的各部分形成了有效加强，同时满足减重的需求。与传统分体式焊接结构相比，本发明有效减少了焊缝数量和焊接热输入，减少了焊接检测后的焊接工序，同时减小了对喷注器变形的影响，本发明适用于氢氧火箭发动机，特别适用于，有2次以上起动要求的氢氧火箭发动机及其他液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN114165358A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111356068.X
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种预燃室隔板喷嘴，包括氧化剂喷嘴、燃料喷嘴、一底；氧化剂喷嘴一端伸入燃料喷嘴中，与燃料喷嘴之间构成环形间隙；隔板套筒在面板上面沿圆周方向均布若干列；面板和隔板套筒一体成型构成一底；一底上在设置有隔板套筒的位置处安装燃料喷嘴；隔板套筒上设置沿纵向的隔板通孔，隔板通孔与燃料喷嘴一一对应并相互导通；燃料喷嘴安装在一底的一端端头设置旋流孔，旋流孔将端头的两个端面连通，燃料喷嘴与氧化剂喷嘴连接的一端设置径向孔。本发明通过隔板喷嘴结构的合理设计，有效抑制不稳定燃烧的发生，同时保证高燃烧效率和良好的出口燃气温度均匀性。
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公开(公告)号：CN113175393A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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公开(公告)号：CN111005821B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201911206747.1
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统，包括推进剂供应系统、点火系统和推力室。推进剂供应系统包括甲烷供应系统和液氧供应系统，甲烷供应系统对来自外部贮箱的低温液甲烷进行增压处理后提供给推力室；液氧供应系统对来自外部贮箱的低温液氧进行增压处理后提供给推力室；点火系统位于推力室头部，在控制系统控制下点火，引燃进入推力室的液氧和甲烷，产生的高温燃气从推力室喷口喷出，产生推力。本发明以液氧和液甲烷作为推进剂组合，采用闭式膨胀循环系统方案，系统简单、固有可靠性高、比冲性能高、易于实现多次起动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112746910A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202011181306.3
申请日：2020-10-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，包括：喷注器壳体2、面板3、若干个燃料喷嘴5和若干个节流环11；氧化剂自若干节流环11进入喷注器内，分别流经若干氧化剂喷嘴1，喷入燃烧室4。燃料自燃料入口9进入燃料腔8，流经若干燃料喷嘴5的径向孔7进入燃料喷嘴5和氧化剂喷嘴1之间的喷嘴间隙6，最终进入燃烧室4。氧化剂和燃料在燃烧室4中雾化、混合、燃烧，产生推力，抑制高频不稳定燃烧。
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公开(公告)号：CN108757222B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810268168.9
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种三组元一体式喷嘴组件包括喷嘴入口段(1)、燃气通道(2)、氧孔(3)、轴向中心管(4)、喷嘴环缝(6)、氢孔(7)、支撑片(8)、喷嘴出口段(9)、肋(10)、组件外壁(11)；喷嘴入口段(1)为燃气的入口，轴向中心管(4)靠近喷嘴入口段(1)的一侧通过肋(10)固定在组件外壁(11)上，轴向中心管(4)的外壁与组件外壁(11)之间形成燃气腔(5)，氢孔(7)设置在肋(10)下游的组件外壁(11)上并与该处的燃气腔(5)连通，在孔(7)下游的燃气腔内设置支撑片(8)，用于支撑并保证轴向中心管(4)与组件外壁(11)的同轴度；轴向中心管(4)的靠近喷嘴出口段(9)的一侧与组件外壁(11)之间形成喷嘴环缝(6)，喷嘴环缝(6)下游为喷嘴出口段(9)；氧孔(3)为径向孔穿过肋(10)与轴向中心管(4)连通。
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公开(公告)号：CN108757222A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810268168.9
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 一种三组元一体式喷嘴组件包括喷嘴入口段(1)、燃气通道(2)、氧孔(3)、轴向中心管(4)、喷嘴环缝(6)、氢孔(7)、支撑片(8)、喷嘴出口段(9)、肋(10)、组件外壁(11)；喷嘴入口段(1)为燃气的入口，轴向中心管(4)靠近喷嘴入口段(1)的一侧通过肋(10)固定在组件外壁(11)上，轴向中心管(4)的外壁与组件外壁(11)之间形成燃气腔(5)，氢孔(7)设置在肋(10)下游的组件外壁(11)上并与该处的燃气腔(5)连通，在孔(7)下游的燃气腔内设置支撑片(8)，用于支撑并保证轴向中心管(4)与组件外壁(11)的同轴度；轴向中心管(4)的靠近喷嘴出口段(9)的一侧与组件外壁(11)之间形成喷嘴环缝(6)，喷嘴环缝(6)下游为喷嘴出口段(9)；氧孔(3)为径向孔穿过肋(10)与轴向中心管(4)连通。
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公开(公告)号：CN108613217A
公开(公告)日：2018-10-02
申请号：CN201810272785.6
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种分配式部分预混喷注装置及燃烧室，所述的喷注装置包括氢入口管(1)、氢分配装置(2)、至少两个氢喷嘴(3)以及与氢喷嘴数量一致的预混管(5)；氢分配装置(2)为首尾相接的中心带腔体结构，氢入口管(1)与氢分配装置(2)的内腔连通，氢喷嘴(3)沿氢分配装置(2)内腔轴线均布安装且贯穿连通；预混管(5)包括直筒段和扩口段；直筒段套在氢喷嘴(3)外部且通过支撑片(4)保证二者同轴分布且二者之间形成一个空气环腔，扩口段伸出氢喷嘴，从氢喷嘴喷出的氢气与从空气环腔进入的空气在扩口段进行预混。
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公开(公告)号：CN107917016A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
CPC classification number: F02K9/62
Abstract: 本发明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，本发明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。
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