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公开(公告)号：CN106286007B
公开(公告)日：2018-03-20
申请号：CN201610847782.1
申请日：2016-09-23
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: F02K1/78
Abstract: 本发明公开了一种改善冷却气分布的集气环腔整流结构，属于燃烧室再生冷却技术领域，它包括：环腔前板、整流板及圆筒；所述环腔前板和整流板均为圆锥筒状结构；其中，整流板上均匀分布有沿其周向的两圈以上的通孔；整流板的大直径端固定在尾喷管的大直径端，且整流板与引气装置的出气口相对；环腔前板的大直径端固定在燃烧室壳体上，环腔前板的小直径端固定有同轴的圆筒，且环腔前板的壁面与整流板的壁面垂直；圆筒与整流板相对，圆筒与尾喷管的内壁面留有间隙；整流板、环腔前板、圆筒及尾喷管端面合围形成的空腔为集气环腔。本发明能够更好的将从发动机的两侧进气道进来的两股冷却气进行整流，使其环向均匀分布。
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公开(公告)号：CN106321626A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610903389.X
申请日：2016-10-17
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: F16C23/04
CPC classification number: F16C23/04 , F16C2206/56
Abstract: 本发明公开了一种作动器用耐高温关节轴承，属于结构设计技术领域该关节轴承由杆端轴套和轴芯组成，轴芯由网状合金骨架和陶瓷粉末通过高温烧结工艺制成，轴芯嵌入杆端轴套的工艺槽道内形成关节轴承整体，网状合金骨架通过采用不同直径的高温合金丝焊接成型或通过3D打印成型，陶瓷粉末为碳化铪、碳化锆或碳化钽，陶瓷粉末与网状合金骨架进行均匀及致密的结合，形成轴芯的整体。本发明在阻止工作状态时的热传递的同时能保证关节轴承工作时的受力强度，并且能够提高关节轴承的使用寿命。
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公开(公告)号：CN106286007A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610847782.1
申请日：2016-09-23
Applicant: 北京动力机械研究所
IPC: F02K1/78
CPC classification number: F02K1/78
Abstract: 本发明公开了一种改善冷却气分布的集气环腔整流结构，属于燃烧室再生冷却技术领域，它包括：环腔前板、整流板及圆筒；所述环腔前板和整流板均为圆锥筒状结构；其中，整流板上均匀分布有沿其周向的两圈以上的通孔；整流板的大直径端固定在尾喷管的大直径端，且整流板与引气装置的出气口相对；环腔前板的大直径端固定在燃烧室壳体上，环腔前板的小直径端固定有同轴的圆筒，且环腔前板的壁面与整流板的壁面垂直；圆筒与整流板相对，圆筒与尾喷管的内壁面留有间隙；整流板、环腔前板、圆筒及尾喷管端面合围形成的空腔为集气环腔。本发明能够更好的将从发动机的两侧进气道进来的两股冷却气进行整流，使其环向均匀分布。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112610621A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011477066.1
申请日：2020-12-15
Applicant: 北京动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种错位自适应机械密封结构，通过主动机构壳体与密封壳体互相接触的端面实现容错机壳的平行错位，密封壳体和被动机构壳体之间的球面密封可以容错轴线夹角错位，能够使传动轴壳体不再同一轴线或是传动轴有小偏角时，能够自适应的调节，对传动轴连接关节位置进行密封，并且具有一定的耐高温能力。
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公开(公告)号：CN112179605A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010847806.X
申请日：2020-08-21
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种可模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，包括圆转圆法兰段、主喷管段、次流喷管段和外流喷管段。气流在外流喷管段内沿径向非对称膨胀，形成均匀的超声速气流，从而达到模拟飞行器后体外流的目的。该外流模拟实验装置气动原理简单，结构易于实现，无需对自由射流风洞改造，仅通过常规喷管实验台即可实现后体超声速外流的模拟，大大节省实验成本和工作量。同时利用该装置产生的超声速气流流动参数均匀，不存在复杂的膨胀波和激波。因此本发明在保证经济性的前提下，又能准确模拟飞行器外流环境，为开展飞行器高空飞行工况的飞行器后体/引射喷管内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验方案。
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公开(公告)号：CN111042949A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911133988.8
申请日：2019-11-19
Abstract: 本发明公开了一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法，并给出了引射喷管的设计流程以及各关键设计参数的最佳取值范围，包括：引射喷管喉道面积、引射喷管喉道位置、引射喷管扩张段尾缘角、第三流路辅助进气门最大旋转角度、主喷管长度等。基于本设计方法设计的引射喷管，其可在宽速域范围内有效匹配涡轮基组合循环发动机，增强引射喷管主流与次流之间剪切层内流体的动量掺混，降低飞行器在低马赫数状态下的底部阻力并满足引射喷管出口面积的调节需求，大大简化引射喷管的调节作动机构，使得飞行器与发动机在宽速域范围内的性能均得到大幅度提升。
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公开(公告)号：CN112179605B
公开(公告)日：2021-10-01
申请号：CN202010847806.X
申请日：2020-08-21
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种可模拟飞行器外流的引射喷管实验装置，包括圆转圆法兰段、主喷管段、次流喷管段和外流喷管段。气流在外流喷管段内沿径向非对称膨胀，形成均匀的超声速气流，从而达到模拟飞行器后体外流的目的。该外流模拟实验装置气动原理简单，结构易于实现，无需对自由射流风洞改造，仅通过常规喷管实验台即可实现后体超声速外流的模拟，大大节省实验成本和工作量。同时利用该装置产生的超声速气流流动参数均匀，不存在复杂的膨胀波和激波。因此本发明在保证经济性的前提下，又能准确模拟飞行器外流环境，为开展飞行器高空飞行工况的飞行器后体/引射喷管内外流耦合机理研究提供了一种切实可行的实验方案。
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公开(公告)号：CN111042949B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201911133988.8
申请日：2019-11-19
Abstract: 本发明公开了一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法，并给出了引射喷管的设计流程以及各关键设计参数的最佳取值范围，包括：引射喷管喉道面积、引射喷管喉道位置、引射喷管扩张段尾缘角、第三流路辅助进气门最大旋转角度、主喷管长度等。基于本设计方法设计的引射喷管，其可在宽速域范围内有效匹配涡轮基组合循环发动机，增强引射喷管主流与次流之间剪切层内流体的动量掺混，降低飞行器在低马赫数状态下的底部阻力并满足引射喷管出口面积的调节需求，大大简化引射喷管的调节作动机构，使得飞行器与发动机在宽速域范围内的性能均得到大幅度提升。
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