-
公开(公告)号：CN108825406A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810996649.1
申请日：2018-08-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 一种液体火箭发动机推力室身部外壁结构，包括扩张段外壁(2)、喉部段外壁(3)、圆柱段外壁(4)、集液环上盖(5)；所述喉部段外壁(3)的一端与扩张段外壁(2)连接；所述喉部段外壁(3)的另一端与圆柱段外壁(4)；所述圆柱段外壁(4)上设有径向孔(7)和集液槽(6)；所述集液环上盖(5)与圆柱段外壁(4)连接后形成集液腔(8)；所述集液腔(8)依次通过径向孔(7)和集液槽(6)与外部的内壁沟槽连通。所述外壁结构具有装配性好、提高扩散焊焊缝质量等优点，同时外壁结构兼具集液环功能，其均流性好、压力损失小、减少了零件数量，提高了推力室身部的可靠性。
-
公开(公告)号：CN105317586B
公开(公告)日：2017-11-28
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。
-
公开(公告)号：CN104949153B
公开(公告)日：2017-09-26
申请号：CN201410125527.7
申请日：2014-03-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23R3/42
Abstract: 本发明属于航空航天领域高温高压热防护技术，具体公开了一种高压燃烧室冷却套进出口结构及其加工方法。进出口结构燃烧室内壁和燃烧室外壁，燃烧室外壁的两端加工环形凹槽，在其底部加工进出孔，两端形成夹层通道入口和夹层通道出口。由于没有像现有技术一样将高强度金属层完全车削掉，而是在外壁上设计设计环形凹槽，进一步加工进出孔，一部分或全部高强度金属层与连接肋条相连接，加强了夹层通道进出口处的结构强度。通过改善压力容器最薄弱环节的状况，使燃烧装置热防护结构的总体承压能力提高80%以上，提高了的可靠性。加工方法中采用电火花、电解加工方法在环形凹槽底部加工进出孔，避免了断续车加工产生的毛刺，并且不会损伤连接肋。
-
公开(公告)号：CN106423597A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610964180.4
申请日：2016-10-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种铣槽扩散焊喷嘴，喷嘴内壁为中空的桶状结构，来流端设有集液腔，集液腔截面大于喷嘴内壁内腔截面，喷嘴内壁外表面铣有沟槽与肋条，集液腔与沟槽相通，喷嘴外壁为圆管状结构；喷嘴内壁从远离来流端的一端套入喷嘴外壁并与喷嘴外壁固定连接，来流端与喷嘴外壁的一端端面齐平，喷嘴外壁另一端伸入燃烧室；冷却液从集液腔经过喷嘴内壁沟槽，最后进入燃烧室，完成喷嘴外壁的冷却。本发明通过改变小孔的孔径和冷却通道的槽宽肋高参数，解决了现有技术中喷嘴热防护差的问题，另外通过扩散焊连接内外壁，解决了现有技术中的连接强度差的问题，具有连接可靠，适应振动环境恶劣的极端工作环境的优点。
-
公开(公告)号：CN105508111A
公开(公告)日：2016-04-20
申请号：CN201510850037.8
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02M61/18
CPC classification number: F02M61/18
Abstract: 本发明提供一种提高喷嘴喷注均匀性的装置，其包括相连接的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴，氧化剂喷嘴和燃料喷嘴构成一个双组元喷注单元；其中，氧化剂喷嘴的入口处内嵌氧化剂喷嘴入口节流孔，氧化剂喷嘴的出口设置于燃料喷嘴的内部；所述的燃料喷嘴径向设置若干排径向进口孔，燃料喷嘴轴向也设置若干排小孔，燃料喷嘴的下端设置环形凹腔；工作时氧化剂从氧化剂喷嘴的入口进入氧化剂喷嘴入口节流孔，燃料从燃料喷嘴的径向进口孔进入后经过初次均流，经过环形凹腔进行二次均流，最终从燃料喷嘴出口处喷出，可以获得沿周向高度均匀的分布。本发明提高了燃料的喷注均匀性，增强了燃料和氧化剂间的掺混和燃烧效果，进而提高推力室燃烧效率。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105327628A
公开(公告)日：2016-02-17
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。
-
-
公开(公告)号：CN206074259U
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201621018542.2
申请日：2016-08-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: 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(7)安装在周向隔板(6)和身部段(3)之间，底板(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。本实用新型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。
-
公开(公告)号：CN203230845U
公开(公告)日：2013-10-09
申请号：CN201320120019.0
申请日：2013-03-15
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16J15/06
Abstract: 本实用新型涉及一种小力矩高温高压密封装置，包括密封接口、密封螺栓、以及垫圈；密封接口沿轴向包括尺寸依次递减的第一凹槽、第二环状凹槽、第三环状凹槽，以及第四环状凹槽；螺栓螺钉部分与第四环状凹槽通过螺纹结构固定；垫圈的横截面呈菱形；垫圈的上端面与螺帽部分的径向表面作用；垫圈的下端面与第三环状凹槽和第四环状凹槽之间的径向表面作用；垫圈的外圆周与第二环状凹槽的内壁作用；垫圈的内圆周与螺栓部分的轴向表面作用；垫圈菱形横截面的一条边和第二环状凹槽与第三环状凹槽形成的直角台阶作用。实用新型首次实现了氢氧火箭发动机燃烧装置高频脉动压力的可靠测量，为攻克火箭发动机燃烧不稳定高难度课题提供了主要测量手段。
-
公开(公告)号：CN204006121U
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201420403465.7
申请日：2014-07-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 该技术属于换热通道技术领域，具体涉及一种大深宽比变截面换热通道。燃烧室外周为燃烧室室壁，燃烧室室壁的内侧为燃烧室内壁，外侧为燃烧室外壁，侧面为肋条，燃烧室内壁、燃烧室外壁与肋条共同围成换热通道。燃烧室左侧为燃气入口，右侧为燃气出口。在换热通道右侧上下两端，燃烧室内壁与燃烧室外壁之间为冷却剂入口7，在换热通道左侧上下两端，燃烧室内壁3与燃烧室外壁4之间为冷却剂出口8，冷却剂由冷却剂入口7流入，由冷却剂出口8流出。本实用新型换热通道采用大深宽比结构，对流换热效率高，流阻相对较小；沿燃烧室轴向不同位置，根据热流密度的分布采用不同变截面的换热通道，可以实现燃烧室气壁温和流阻最优配置。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
66
records
(took 0.023 seconds)
