-
公开(公告)号：CN203264476U
公开(公告)日：2013-11-06
申请号：CN201320120481.0
申请日：2013-03-15
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本实用新型属于过滤装置技术领域，具体涉及一种高速大流量过滤装置；本实用新型的目的是，提供一种适用于高速大流量低温流路的高精度低流阻的过滤装置，并且能够满足多次重复使用的要求；本实用新型采用的技术方案是包括集液腔基体（1）、进口整流栅（2）、压环（3）、过滤网（4）、流路出口通孔（5），其中，集液腔基体（1）为中空环形腔体，其底部沿周向开有数个流路出口通孔（5），集液腔基体（1）腔内设有一进口整流栅（2），压环（3）点焊在集流腔基体（1）底部，过滤网（4）通过高能束焊固定在集流腔基体（1）的底部。
-
公开(公告)号：CN203230505U
公开(公告)日：2013-10-09
申请号：CN201320120140.3
申请日：2013-03-15
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本实用新型属于航空高温防护技术领域，具体涉及一种反向渗透式高温差高压热防护装置；本实用新型的目的是，提供一种应用于航空航天高温防护技术领域的耐高温高压热防护装置；本实用新型采用的技术方案是：包括积液腔（1）、多孔隔板（4）、燃烧室（6）；所述的多孔隔板（4）设于积液腔（1）和燃烧室（6）之间；在所述多孔隔板（4）上面有设有多个多孔隔板喷注孔（3）；本实用新型的有益效果是：燃烧装置的隔板采用多层金属席形丝网热压烧结而成的多孔隔板结构，阻隔外界热流侵袭，保护多孔隔板不被烧蚀，多孔隔板利用多孔结构的延展性好的材料力学特性，减缓隔板两侧大温差所产生的热应力，防止结构破坏。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN201983931U
公开(公告)日：2011-09-21
申请号：CN201120060362.1
申请日：2011-03-10
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本实用新型涉及高压大热流传热试验技术，具体公开了一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室，它包括推力室头部和推力室身部，推力室头部一侧设有火药点火器，在推力室头部上设有氧化剂进口、燃料进口，在推力室身部尾部设有冷却剂进口，推力室身部上沿圆周方向上设有气壁温度测量传感器、冷却剂温度测量传感器、液壁温度测量传感器。本实用新型能够模拟真实发动机推力室冷却通道内流动换热情况，并满足其高压大热流传热试验状态的试验条件；推力室身部上布有大量压力、温度传感器，在试验过程中对其传热信息进行测量采集，用于试验后的推进剂传热特性分析。
-
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：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。
-
公开(公告)号：CN203130282U
公开(公告)日：2013-08-14
申请号：CN201320118059.1
申请日：2013-03-15
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本实用新型属于一种喷注器，具体公开一种整体式喷注器，包括喷注器基体，位于喷注器基体中心的点火喷管，设置在喷注器基体上部的氧化剂腔，位于喷注器基体的底部内的面板，喷注器基体与面板之间构成燃料腔，喷注器基体与面板之间设有喷嘴，其中，所述的喷注器基体与点火喷管为整体式结构。本实用新型的喷注器消除了焊缝泄漏的安全隐患，避免了火箭发动机推力室喷注器内的氧化剂和燃料窜腔，避免了焊接变形大、加工周期长的缺点。
-
-
-
-
-
-
Search Results
87
records
(took 0.026 seconds)
