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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。
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公开(公告)号：CN206240659U
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201621188547.X
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。本实用新型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。
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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。
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公开(公告)号：CN206073137U
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201620963214.3
申请日：2016-08-26
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 一种燃气发生装置，包括：喷注器(1)、氧化剂集合器(2)、燃料集合器(3)、身部(4)；氧化剂集合器(2)与燃料集合器(3)安装在喷注器(1)上，喷注器(1)与身部(4)连接。氧化剂和燃料分别通过圆环形的氧化剂集合器(2)、燃料集合器(3)进入喷注器(1)，再经过喷注器(1)中的双同轴喷嘴(5)、同轴直流式喷嘴(6)雾化后燃烧，燃烧后的产物进入身部(4)。本实用新型解决了点火延迟时间长、点火可靠性低以及燃气出口温度不均的问题，从结构设计上缩短点火延迟，提高点火可靠性及燃气出口温度的均匀性。
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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
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Patent Agency Ranking
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。
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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。
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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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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。
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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。
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