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公开(公告)号：CN119267955A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411454532.2
申请日：2024-10-17
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种排放冷却点火器出口火焰补燃装置，该装置上端为带有喷注孔的锥体，排放冷却点火器喷出的中心高温燃气经锥体强制导流向四周流动，与外层的冷却燃料初步掺混后，共同经由锥体上的喷注孔向下游流动，喷注孔对称分布，从喷注孔流出的混合气在锥腔内互击掺混，实现充分补燃；装置中端设置异径凹腔，混合气流出锥腔后，进入异径凹腔，在凹腔内产生涡流，充分降低混合气流速；装置下端为出流口，补燃后的燃气在此处节流后流出点火器。本发明设计的补燃装置能够使点火器中心高温燃气与冷却燃料充分补燃，提高点火器出口火焰的能量，增强点火器出口火焰稳定性，从而提高点火器点燃火箭发动机的可靠性。
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公开(公告)号：CN114571053B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202210272675.6
申请日：2022-03-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种钛合金真空扩散焊喷管及设计方法，其中，该钛合金真空扩散焊喷管包括：第一集合器组件、第二集合器组件和扩散焊组件；其中，所述扩散焊组件的小端与所述第一集合器组件焊接；所述扩散焊组件的大端与所述第二集合器组件焊接。本发明加强了扩散焊的强度。
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公开(公告)号：CN119177903A
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202411503927.7
申请日：2024-10-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及一种集成在推力室喷注器上的火炬式电点火器，包括点火室、电嘴、密封圈和螺母。本发明将火炬点火器与喷注器进行一体化集成设计，点火介质直接来源自于推力室喷注器氧化剂腔和燃料腔，取消点火阀门和点火管路，简化点火系统和减轻重量。本发明点火器燃料分为两路，一路经点火器燃料喷嘴进入点火室中心燃烧，另一路通过径向孔进入点火器排放冷却环缝对点火室内壁进行冷却，两路流量通过喷嘴尺寸和环缝尺寸独立控制，有利于点火器工况参数的精准控制。采用排放冷却提高了点火器在点火和主级工况下的结构热防护能力，出口区域的缩进促使了富氧燃气与排放冷却燃料的补燃，提高了点火能量。
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公开(公告)号：CN117090709A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202311026501.2
申请日：2023-08-15
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种分层式超声速气膜冷却单壁喷管延伸段，包括超声速气膜喷射装置、单壁喷管延伸段；超声速气膜喷射装置为环状结构，一端与喷管上段焊接，另一端与单壁喷管延伸段焊接；所述环状结构外侧开孔，作为冷却剂入口，焊接后该环状结构和喷管上段之间形成封闭的环形腔，该环形腔作为冷却剂入口集合器；所述超声速气膜喷射装置靠近单壁喷管延伸段的一端布置有两圈超声速气膜孔，分别是内圈超声速气膜孔、外圈超声速气膜孔。本发明冷却剂通过内、外两排超声速气膜孔形成分层气膜，有效降低了单壁喷管延伸段最高壁面温度。同时避免了高辐射发射率涂层、热障涂层等复杂工艺的使用，也无涂层易脱落带来的风险。
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公开(公告)号：CN115949532A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202211457301.8
申请日：2022-11-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种分级预冷却单壁喷管延伸段，包括单壁喷管延伸段上段和单壁喷管延伸段下段，涡轮废气按照比例分成两股，不超过30％的涡轮废气形成一级超声速气膜，在靠近单壁上段基体内壁面的区域形成较低温度的保护层，以隔开较高温度的主流燃气与单壁上段基体，在一级气膜冷却效率降低至80％或者单壁喷管延伸段上段最高壁面温度接近材料许用温度的位置处设置二级超声速气膜，对单壁段剩余基体内壁进行热防护。本发明在具体的流量分配下显著降低结构壁面最高温度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114439652B
公开(公告)日：2023-03-10
申请号：CN202111642700.7
申请日：2021-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种热防护增强型3D打印喷管延伸段，包括喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖和底座，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座分别通过3D打印成型。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，利用3D打印优势冷却通道进出口区域采用埋入式设计，冷却通道肋直接延伸到端面，冷却通道进口更靠近小端端面，冷却通道出口更靠近大端端面，延伸到端面的肋充分保证了端面的结构强度，冷却通道进出口与端面的距离可以减小到1mm以内，使得冷却剂流经喷管延伸段端面尖角的区域，对该区域进行较为充分的冷却。
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公开(公告)号：CN115680936A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211718098.5
申请日：2022-12-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法，该组合循环发动机具有比冲高、推力大、水平起降、自加速、工作速域宽、可多种模态工作等特点，解决了动力鸿沟问题，可以应用在航空航天推进领域。协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机，涡轮发动机和火箭基发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的压气机出口设有分流器，分流器分别与涡轮发动机燃烧室和进气隔板连通。在进气隔板上设有进气通道，进气通道与支板火箭发动机推力室连通。
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公开(公告)号：CN114483382A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111642676.7
申请日：2021-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种3D打印一体化喷管延伸段，包括喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖和底座，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座分别通过3D打印成型。喷管基体采用一体化设计打印成型，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座通过焊接连接。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，省去内外壁扩散焊工艺及部分零件间的焊接过程，简化传统铣槽式再生冷却喷管延伸段生产流程，大幅减少零件个数和焊缝数目，提高了结构可靠性。
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公开(公告)号：CN119641514A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411917040.2
申请日：2024-12-24
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开了一种工况自调节火焰自稳定液氢液氧火炬式电点火器，包括头部、身部和盖板；头部下游与身部内腔形成燃烧室，盖板与头部和身部的外壁面共同形成氢集合腔；头部集成有氧集合腔、氧喷嘴、电嘴接口和氢喷嘴；氧喷嘴直径按氧介质为气态设计，氧喷嘴内设置有调节塞体，调节塞体采用锥形设计，使氧介质在调节塞体锥面与氧喷嘴形成的圆环处节流，通过改变调节塞体在氧喷嘴中插入深度使氧喷嘴具有不同节流面积。身部下游自身设置有稳焰凹腔，使燃气与冷却的液氢在稳焰凹腔内形成回流涡，掺混补燃，提高点火器出口火焰的稳定性与均匀性。本发明具有调节工况，火焰自稳定，点火可靠性高，适应工况范围宽的特点，可广泛适用于液氢液氧火箭发动机。
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公开(公告)号：CN115199440B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202210625778.6
申请日：2022-06-02
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种用于液体火箭发动机的光学点火诊断装置，包括：光学传感器(2)、光纤(3)和燃烧分析仪(4)，所述光学传感器(2)用于采集点火器内火焰的光学信号，通过所述光纤(3)传输至燃烧分析仪(4)，所述燃烧分析仪(4)根据光学信号，采用点火判断算法对点火状态进行判断。本发明还提供了使用该装置进行液体火箭发动机点火诊断的方法。本发明装置及方法具有响应速度快，可重复使用，可对点火过程进行量化分析的优点，有效提升了液体火箭发动机点火的可靠性。
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