-
公开(公告)号：CN111305974B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202010136387.9
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件、推力室试验件、预燃室点火器、推力室点火器、推进剂供应系统和流量控制系统。推力室试验件包括燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；预燃室试验件包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换。本发明实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的。
-
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。
-
公开(公告)号：CN111307465A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010136363.3
申请日：2020-03-02
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置，包括喷注器和燃烧室，喷注器和燃烧室通过螺栓连接。喷注器上沿周向从中心处向外依次设置有三圈喷嘴，最内圈由位于喷注器中心处的一个主喷嘴构成，第二圈由若干个主喷嘴构成，第三圈的半圈为边区喷嘴，另外半圈为间隔布置的隔板喷嘴和主喷嘴，且隔板喷嘴的位置保证每个隔板喷嘴被三个主喷嘴包围。在燃烧室周向、声腔不同深度布置温度和压力测点，测点位置与喷注器上的主喷嘴、边区喷嘴、隔板喷嘴的位置匹配，实现了在一次试验中既考核了隔板喷嘴热防护性能、又获取了声腔内温度分布、同时又对比了边区喷嘴、主喷嘴与室壁的热相容性效果。
-
公开(公告)号：CN110805506A
公开(公告)日：2020-02-18
申请号：CN201910935869.8
申请日：2019-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种组合式燃烧稳定装置，包括喷注器基体、氧化剂顶盖、声腔环、隔板喷嘴和普通喷嘴；喷注器基体和氧化剂顶盖焊接连接，喷注器基体上表面为V型阶梯式结构，喷注器基体和氧化剂顶盖形成氧化剂头腔。声腔环焊接于喷注器基体下表面外缘，声腔环和喷注器基体之间形成燃料头腔。隔板喷嘴和喷注器基体V型阶梯式结构之间通过螺纹+钎焊的形式连接，且隔板喷嘴伸出喷注器基体下表面一定距离；在喷注器基体的V型阶梯式结构上，以V型阶梯式结构中心为圆心，安装有多圈普通喷嘴。本发明从源头上降低了高频不稳定燃烧的激励源，同时可以对多种振型的推力室固有声学不稳定和喷注耦合声学不稳定进行抑制。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
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。
-
公开(公告)号：CN108869002A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810907967.6
申请日：2018-08-10
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种提高预燃室温度均匀性的结构，包括排放冷却身部(2)、身部弯头(3)、身部三通(4)；所述排放冷却身部(2)为圆筒状，排放冷却身部(2)的一端开口，另一端设有格栅；所述排放冷却身部(2)与身部弯头(3)连接，排放冷却身部(2)的格栅靠近身部弯头(3)；所述身部弯头(3)与身部三通(4)连接；所述排放冷却身部(2)、身部弯头(3)和身部三通(4)作为一个整体，呈倒S状。本装置在以往燃烧室单一的圆柱形结构基础上，增加了格栅、弯头和三通结构，使燃气得以充分掺混，从而提高出口温度的均匀性。
-
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。
-
公开(公告)号：CN106286012A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610829067.5
申请日：2016-09-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布。外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。本发明设计的吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式工作特点，是用于未来飞行器可重复使用水平起降单级入轨的新型动力装置。
-
公开(公告)号：CN208901438U
公开(公告)日：2019-05-24
申请号：CN201821287401.X
申请日：2018-08-10
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23R3/00
Abstract: 一种提高预燃室温度均匀性的组合扰流装置，包括排放冷却身部(2)、过渡身部组件(3)；所述排放冷却身部(2)为圆筒状，排放冷却身部(2)的一端内表面设有扰流结构；所述过渡身部组件(3)包括弯头和三通；所述排放冷却身部(2)设有扰流结构的一端与过渡身部组件(3)的弯头连接；所述排放冷却身部(2)和过渡身部组件(3)作为一个整体，呈倒S状。本装置在以往燃烧室单一的圆柱形结构基础上，增加了扰流结构、弯头和球形三通结构，使燃气得以充分掺混，从而提高出口温度的均匀性。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
80
records
(took 0.032 seconds)
