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公开(公告)号：CN117967471A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311809155.5
申请日：2023-12-26
申请人： 北京航天动力研究所
发明人： 韩长霖 , 潘亮 , 孔维鹏 , 田原 , 王晓丽 , 刘倩 , 刘红珍 , 张晋博 , 张亚 , 郭洪坤 , 杨婷 , 宫绍天 , 杨进慧 , 王希杰 , 吴有亮 , 李泳江 , 郑大勇 , 金志磊
摘要： 本发明提供了一种高性能燃烧装置耐高温先进喷注器，包括加厚一底、均流二底、外喷嘴和内喷嘴；均流二底包括燃气喷管和二底结构，二底结构一侧以燃气喷管为中心开设至少一圈喷嘴单元安装孔，推进剂组分I流入喷嘴单元安装孔，自内喷嘴流体入口进入内喷嘴；均流二底的侧壁上排列若干圈均流孔，使均流二底与燃气发生器的集合器连通，集合器中的推进剂组分II自均流孔流入均流二底的容腔内，自外喷嘴流体入口进入外喷嘴，推进剂组分I和推进剂组分II在喷嘴单元的缩进燃烧区进行一次掺混燃烧；加厚一底为套筒结构，轴向开设容纳燃气喷管和喷嘴单元的燃气喷管安装孔和喷嘴单元安装孔，将每个喷嘴单元分隔成独立的燃烧区域。
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公开(公告)号：CN107740733B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN201711200317.X
申请日：2017-11-20
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 一种耐高压抗冲击的离心喷嘴，其特征在于：包括离心喷嘴壳体(1)和密封结构(2)；所述离心喷嘴壳体(1)为阶梯状柱体，离心喷嘴壳体小的部分作为翻边(4)；密封结构(2)安装在离心喷嘴壳体(1)的通孔内靠近翻边(4)的一端，用于密封离心喷嘴壳体(1)的一端；翻边(4)向离心喷嘴壳体(1)的通孔方向弯折后用于密封结构(2)安装后的紧固。(1)内设有阶梯状通孔，离心喷嘴壳体(1)外径较
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公开(公告)号：CN114412664B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202111592464.2
申请日：2021-12-23
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 一种降低点火冲击的推力室头部结构，包括一底、二底、三底、点火管、氧化剂喷嘴、燃料喷嘴，一底、二底之间构成燃料腔，二底、三底之间构成氧化剂腔，三底中间位置设置有氧化剂入口，点火管设置于氧化剂腔内，点火管一端与三底连接，点火管另一端与二底连接且同时连通一底下方燃烧室，氧化剂喷嘴一端与二底连接，氧化剂喷嘴另一端与燃料喷嘴连接，连通氧化剂腔及一底下方燃烧室，燃料喷嘴设置于燃料腔内，连通燃料腔与一底下方燃烧室，通过推力室头腔结构以及点火管的合理布置，能够降低推力室点火冲击。
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公开(公告)号：CN114483380B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202111590096.8
申请日：2021-12-23
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 一种可多次起动的小型化燃气发生装置，属于机械技术领域。本发明包括头部和身部；所述头部用于组织推进剂的喷注、雾化，雾化的推进剂在燃烧室中掺混并进行初步燃烧；此外，分别从其氧化剂腔和燃料腔各引一股氧化剂和燃料进入位于中心的点火室以产生稳定的点火源，实现燃气发生装置的多次起动；所述身部用于在位于头部的燃烧室中初步燃烧的燃气进入身部后进一步掺混、燃烧，产生温度均匀的燃气。
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公开(公告)号：CN114412663A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111590098.7
申请日：2021-12-23
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 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：CN114329823A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111530446.1
申请日：2021-12-14
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种离心喷嘴固有声学频率的计算方法，所述方法包括如下步骤：根据喷注器中预设的氧化剂和燃料的质量流量比和预设燃烧室压力得到气涡中气体的组分和温度；根据单个离心喷嘴的流量得到锥形液膜厚度，根据锥形液膜厚度得到破碎前锥形液膜长度Lb和液膜半锥角余弦值cosα，根据破碎前锥形液膜长度Lb和液膜半锥角余弦值cosα得到破碎前锥形液膜轴向长度Δl；根据气涡中气体的组分、温度和预设燃烧室压力得到气体声速c；根据破碎前锥形液膜轴向长度Δl、气体声速和预设的离心喷嘴的轴向长度得到离心喷嘴固有声学频率。本发明可快速高效的指导离心喷嘴优化设计。
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公开(公告)号：CN113738536A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202110997421.6
申请日：2021-08-27
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/62
摘要： 一种一体式承力均流顶盖装置，包括对接法兰、入口段、顶盖、承力装置、整流装置、支撑肋；对接法兰端口为推进剂入口，对接法兰通过入口段与顶盖相连，入口段周围设置辐射状支撑肋，支撑肋分别连接对接法兰、入口段和顶盖；顶盖上端连接承力装置，用于推力传递；顶盖下端连接整流装置，用于保证进入各喷嘴的推进剂均匀分布；顶盖过轴线截面呈双峰型，中心凹腔为带中心孔的圆台形平台，用于点火器的连接和安装；顶盖上设置径向窗口，用于操作安装点火器或点火器电缆引出；顶盖上还设置有用于吊装的吊装孔。该一体式承力均流顶盖装置可承内压、可传推力、压力和流量分布均匀性高、一体成型无焊接。
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公开(公告)号：CN112324590B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202011061739.5
申请日：2020-09-30
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 一种抑制多通管路中燃气压力单边脉动的整流装置，安装在燃气多通来流入口处，整流装置为具有导流型面的中空杯状结构，包括导流型面和圆柱段，导流型面呈倒锥形，其小端与圆柱段连接为一体且直径相同；在导流型面沿燃气流动方向均布若干圆孔；在整流装置的圆柱段沿径向方向设置若干排径向孔，在圆柱段底部沿轴线方向布置若干圈圆孔。本发明整流装置能抑制多通管路中因流动不稳定引起的单边压力脉动。
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公开(公告)号：CN112253333B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202010982706.8
申请日：2020-09-17
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 一种具有均流功能的集合器入口导流结构，在发动机头部的氢集合器入口处固定安装导流片作为导流结构。导流片固定连接在过滤网和集合器入口之间，且，导流片的高度高于过滤网，从而保护位于集合器入口附近的过滤网；导流片为弧形凸台，弧形凸台的径向截面为楔形；导流片的覆盖弧度α大于集合器入口的覆盖弧度β；导流片的底部与氢集合器固定连接；导流片的内壁和外壁均向内倾斜；导流片弧形凸台的两端设计有斜切面，以实现导流片影响区与没有导流片区域流场的平滑过渡。本发明可用于氢氧火箭发动机头部氢入口集合器，解决入口正对外圈喷嘴烧蚀问题和气流高通量区过滤网易于破损的问题。
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公开(公告)号：CN113175395A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110481257.3
申请日：2021-04-30
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 一种液体火箭发动机燃烧稳定性鉴定试验装置，包括燃烧室头部、燃烧室身部、过渡环、上连接环、下连接环；燃烧室头部设置氧化剂进口；过渡环置于燃烧室头部和燃烧室身部之间，过渡环通过上连接环和下连接环分别连接燃烧室头部和燃烧室身部一端；燃烧室身部另一端设置燃料—冷却剂进口集液腔，燃料—冷却剂进口集液腔上设置燃料—冷却剂进口，燃烧室身部侧壁内设置燃料—冷却剂冷却通道，燃料—冷却剂冷却通道与下连接环内腔连通；过渡环通过燃料—冷却剂导流孔分别与上连接环、下连接环内腔导通。本发明真实反映再生冷却结果对燃烧稳定性的影响，并且能够满足起动、转级和关机不同阶段可靠激发的要求。
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