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公开(公告)号：CN119288703A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411521812.0
申请日：2024-10-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种补燃循环发动机高压大流量预燃室结构，属于机械技术领域。本发明喷注器采用三腔结构。最上方远离燃烧室的为氧化剂腔，氧化剂腔采用单侧入口，并通过氧化剂腔内的均流板使氧化剂在腔内的流动更加均匀，有利于喷注器各喷嘴之间的流量和混合比均匀。最下方靠近燃烧室的为燃料二次喷注腔，二次喷注的燃料通过喷注面板上的多个自击喷注孔进入燃烧室。中间为燃料一次喷注腔，一次喷注的燃料通过燃料喷嘴进入燃烧室。燃料分为两个独立腔，避免不同喷注方式的燃料之间的互相干扰，有利于喷注器的稳定燃烧。
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公开(公告)号：CN117703629A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311808637.9
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种均匀分配推进剂的平面喷注器，包括入口法兰、顶盖、均流环、外喷嘴、内喷嘴、一底和二底；所述顶盖中心设有中心孔，中心孔侧面加工的圆弧过渡段与入口法兰连接，顶盖外缘与均流环连接，顶盖、入口法兰和均流环构成推进剂容腔；所述二底位于推进剂容腔内，包括燃气喷管和二底板件，所述二底板件为以燃气喷管为中心的圆盘结构，外缘与均流环推进剂容腔内壁连接，板面上以燃气喷管为中心均匀分布若干圈喷嘴组件安装孔，内喷嘴与喷嘴组件安装孔固连；燃气喷管的燃气入口端固定至顶盖的中心孔内，燃气出口端固定至一底上；所述一底上加工燃气喷管安装孔和喷嘴组件安装孔，相对二底板件安装，与固定外喷嘴和燃气喷管燃气出口端连接。
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公开(公告)号：CN114412663B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202111590098.7
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种一体化液体火箭发动机推力室顶盖结构，属于机械技术领域。本发明包括承力端面、推进剂进口弯管、推进剂进口法兰、顶盖内腔、内锥面、外锥面、顶盖底面、承力壁；液体火箭发动机推力室产生的推力自顶盖底面传递至顶盖，并通过内锥面和外锥面形成的三角形承力结构传递至承力壁，最后通过承力端面传递至发动机机架；推进剂自推进剂进口法兰处的推进剂入口进入顶盖，流经推进剂进口弯管进入顶盖内腔，然后进入下游喷嘴。
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公开(公告)号：CN114165359B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202111475190.9
申请日：2021-12-03
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种防止身部过热的喷注器结构，采用偏心喷注单元与同轴喷注单元的组合设计方案，降低了燃气发生器近壁面侧混合比，解决了燃气发生器壁面易烧蚀、发蓝的问题，可以适应高温、高压的极端恶劣环境，实现单壁不冷却结构燃气发生器的工作可靠性。本发明已应用于某液氢液氧火箭发动机，此外还可以应用于液氧甲烷火箭发动机、航空发动机及燃油锅炉等众多领域，结构简单，易于推广，成本低廉。
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公开(公告)号：CN114165359A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111475190.9
申请日：2021-12-03
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种防止身部过热的喷注器结构，采用偏心喷注单元与同轴喷注单元的组合设计方案，降低了燃气发生器近壁面侧混合比，解决了燃气发生器壁面易烧蚀、发蓝的问题，可以适应高温、高压的极端恶劣环境，实现单壁不冷却结构燃气发生器的工作可靠性。本发明已应用于某液氢液氧火箭发动机，此外还可以应用于液氧甲烷火箭发动机、航空发动机及燃油锅炉等众多领域，结构简单，易于推广，成本低廉。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111307465B
公开(公告)日：2022-03-04
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。
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公开(公告)号：CN108915899B
公开(公告)日：2020-02-14
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。
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公开(公告)号：CN106226084B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610779797.9
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。本发明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：CN107762664A
公开(公告)日：2018-03-06
申请号：CN201711155342.0
申请日：2017-11-20
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明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。本发明的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。
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公开(公告)号：CN105327628B
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201510850067.9
申请日：2015-11-27
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种低流阻旋流扩散气液混合器，该混合器壳体一端为液体入口，另一端为出口；在液体入口内部设置起旋器，起旋器的端部连接多孔扩散器，多孔扩散器的另一端连接多孔弧形挡板；在多孔扩散器位置处的混合器壳体上开设气体入口；在混合器壳体内部中间处设置三组错排长翼片混合单元，每组错排长翼片混合单元由相互垂直的两块半圆型翼片组成，并且相邻两错排长翼片混合单元的翼片旋转方向相反。本发明的低流阻旋流扩散气液混合器在火箭发动机推力室头部之前，用于两路燃料的换热、混合，形成温度均一、速度稳定的气流，进入推力室进行燃烧。
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