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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：CN113109498B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202110272090.X
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01N31/12
Abstract: 一种用于淬熄试验的等压燃烧装置，包括壳体、稳压腔、主燃烧腔、副燃烧腔等；壳体端部沿周向均匀分布若干副燃烧腔，壳体内设置主燃烧腔、稳压腔；主燃烧腔侧壁设置进气孔，主燃烧腔与各副燃烧腔连通，主燃烧腔与副燃烧腔之间为淬熄通道；主燃烧腔与稳压腔之间用膜片隔开；主燃烧腔和副燃烧腔内预先充入均匀混合的可燃气体，稳压腔内为氮气，主燃烧腔、副燃烧腔、稳压腔内初始压力相同；每个副燃烧腔的侧壁装有热电偶，副燃烧腔末端安装光学玻璃窗。本发明的装置用于在恒定燃烧压力环境中进行淬熄试验，能够实现0～10MPa的等压燃烧。
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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：CN113006971B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202110267606.1
申请日：2021-03-11
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种采用电热塞的氢氧点火器，包括氧腔顶盖、头部、身部、电热塞和氢腔顶盖。氢腔顶盖套在身部上部外侧，头部焊接在身部顶端，氢腔顶盖、头部、身部之间形成氢集合腔，头部的腔体与身部的腔体连通形成点火器内腔；氢集合腔通过节流孔与身部的冷却夹套连通。氧腔顶盖焊接在头部上；氧腔顶盖和头部之间形成氧集合腔，头部顶端加工有盲孔，该盲孔与点火器内腔连通，盲孔顶端侧面加工有氧喷注器。头部上对称安装有两个电热塞，头部中还加工有氢喷注腔、氢喷注器和两个氢气流道，每个氢气流道与电热塞孔轴线垂直，用于连通氢集合腔和头部中的氢喷注腔，氢喷注腔通过氢喷注器与点火器内腔连通。本发明提高了点火可靠性，拓展了电点火器的适用领域。
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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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Patent Agency Ranking
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：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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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：CN108757223A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810281669.0
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种用于考核复合材料抗氧化烧蚀性能的推力室结构及方法，属于航空航天发动机领域。所述推力室结构，包括依次同轴连接的喷注器(1)、第一身部(2)、第二身部(3)及收敛段(4)，所述第一身部(2)和第二身部(3)均为空心圆柱结构，所述第一身部(2)及收敛段(4)均为金属材质，所述第一身部(2)设有冷却介质通道，所述第二身部(3)为复合材料材质，所述收敛段(4)为空心结构。本发明通过燃烧室压力模拟实际的使用环境压力，降低了对燃料和氧化剂供应能力的要求，节约了考核成本且可以随时、长时间对复合材料性能进行考核，考核结果准确。
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公开(公告)号：CN117703635A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311696373.2
申请日：2023-12-11
Applicant: 北京航天动力研究所
Inventor： 韩长霖 , 孔维鹏 , 田原 , 王晓丽 , 刘倩 , 杨进慧 , 刘红珍 , 张晋博 , 张亚 , 郭洪坤 , 杨婷 , 宫绍天 , 王希杰 , 吴有亮 , 李泳江 , 石珊珊 , 崔壮力
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机用分级起动热试系统及方法，属于液体火箭发动机设计技术领域。该系统不改变点火器起动能量，取消了试车系统中电控调节阀的使用，代之以装有汽蚀管、音速喷嘴或孔板等调节元件和截止阀的并联管路，提高了试验系统的稳定性与可靠性，在使用同款点火器的情况下能够适应不同的试车工况，并联管路的使用减少了泄出起动过程中推进剂的浪费，提高了对于小容量储箱试验台的工作适应性。本发明使发动机能够可靠稳定点火起动，在偏离额定工况的状态下顺利完成热试车。
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