-
公开(公告)号：CN208718783U
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201821287411.3
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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
-
公开(公告)号：CN211008895U
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201921577509.7
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本实用新型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。本实用新型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。本实用新型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。
-
公开(公告)号：CN207598371U
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201721626483.1
申请日：2017-11-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本实用新型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，本实用新型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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
-
公开(公告)号：CN207701244U
公开(公告)日：2018-08-07
申请号：CN201721551324.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。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
-
公开(公告)号：CN206360802U
公开(公告)日：2017-07-28
申请号：CN201621095686.8
申请日：2016-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本实用新型的一种燃烧稳定性鉴定试验用扰动装置，即一种适用于低温液体火箭发动机的动态燃烧稳定性鉴定的扰动装置，采用复合材料绝热外壳体、非金属中间层和金属内壳体的组合结构。既可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～3600K范围内可靠引爆。其中扰动装置在引爆之前先要经受3s低温低压环境(35K，0.5MPa)，之后要经受5s高温环境(3600K，10MPa)，最长工作时间约10s。还能满足振动环境的要求，在综合振动加速度约200g下结构不破坏；同时保证爆炸碎片不会对试验件铜合金内壁造成破坏。
-
Patent Agency Ranking
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
-
公开(公告)号：CN207538942U
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201721551131.4
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本实用新型涉及一种具有支撑和导流作用的喷嘴结构，喷嘴结构为阶梯状圆柱体，喷嘴结构内部设有阶梯状通孔；所述喷嘴结构外半径较小的部分作为悬臂；所述悬臂的外表面设有流线型的支撑肋；所述喷嘴结构内部阶梯状通孔靠近支撑肋的一端作为出口端；另一端作为进口端，另一端作为进口端；所述支撑肋与出口端的最小距离为悬臂总长度的1/3～2/3。解决了传统喷注器钎焊后喷嘴环形间隙减小以及不均匀问题，提供一种可以在有限的距离内既能控制喷嘴环形间隙又使喷嘴出口流量均匀的喷嘴结构。
-
公开(公告)号：CN206158882U
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201621060959.5
申请日：2016-09-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本实用新型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。本实用新型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：CN206114190U
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201621032704.8
申请日：2016-08-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01L25/00
Abstract: 本实用新型公开了一种现场扭矩校准装置，包括支座、支撑套筒、轴承、定位轴、静校梁、平衡盘和砝码；支座上设有用于安装定位轴的支撑套筒，定位轴与轴承配合安装在支撑套筒中，定位轴一端与待测件连接，另一端与静校梁固定连接；静校梁一端悬挂有砝码，另一端安装有平衡盘；本实用新型采用双列滚动轴承作为定位轴的支撑，消除了由砝码自重引起的弯矩并减小了支撑部分的摩擦力矩，克服了无法对大扭矩传感器进行纯扭矩加载的难题；通过在静校梁一端安装平衡盘，另一端设置圆弧形结构，解决了静校梁倾斜导致力臂长度发生变化的问题；通过采用薄钢带悬挂砝码，确保砝码重力的作用力臂始终处在水平线上，减少了装置的系统误差，提高了装置的灵敏度。
-
公开(公告)号：CN206206011U
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201621191553.0
申请日：2016-10-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构，包括推力室身部内壁、喉部加强衬套、推力室身部外壁、第一集合器、第二集合器、第一接管嘴、第二接管嘴；喉部加强衬套装在内壁喉部位置后进行焊接，内壁套入到外壁内腔，内壁、外壁两端接触位置分别焊接，进口孔、出口孔与内壁外表面的矩形通道相通，第一集合器、第二集合器分别固定在外壁两端，第一接管嘴、第二接管嘴分别固定在集合器焊接孔位置，内壁、喉部加强衬套、外壁相互接触部位为真空后进行整体扩散焊。本实用新型推力室夹层结构实现了内壁、外壁整体成型及整体装配，避免了传统的内外壁分瓣或分段方法造成的整体可靠性下降问题，有效提高了推力室身部的整体可靠性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
80
records
(took 0.034 seconds)
