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公开(公告)号：CN117759457A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311655607.9
申请日：2023-12-05
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明提供一种提高预燃室排放冷却通道流量分布均匀性的结构，包括第一集液腔、第二集液腔、节流孔、径向孔。预燃室排放冷却身部的外壁上设计有环形的第一集液腔和第二集液腔。在集合器腔和第一集液腔之间的外壁上均布若干节流孔，在第一集液腔和第二集液腔之间的外壁上均布若干径向孔，每个径向孔正对内壁的一条冷却通道的入口。本发明在排放冷却身部外壁上设置径向孔、节流孔和双集液腔结构，通过调整径向孔与节流孔的相对位置，使冷却剂能够快速均匀充满集液腔，并均匀分配到各冷却通道中，从而提高冷却剂流量分布均匀性。
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公开(公告)号：CN116220949A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211713557.0
申请日：2022-12-29
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。
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公开(公告)号：CN114165358A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111356068.X
申请日：2021-11-16
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 一种预燃室隔板喷嘴，包括氧化剂喷嘴、燃料喷嘴、一底；氧化剂喷嘴一端伸入燃料喷嘴中，与燃料喷嘴之间构成环形间隙；隔板套筒在面板上面沿圆周方向均布若干列；面板和隔板套筒一体成型构成一底；一底上在设置有隔板套筒的位置处安装燃料喷嘴；隔板套筒上设置沿纵向的隔板通孔，隔板通孔与燃料喷嘴一一对应并相互导通；燃料喷嘴安装在一底的一端端头设置旋流孔，旋流孔将端头的两个端面连通，燃料喷嘴与氧化剂喷嘴连接的一端设置径向孔。本发明通过隔板喷嘴结构的合理设计，有效抑制不稳定燃烧的发生，同时保证高燃烧效率和良好的出口燃气温度均匀性。
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公开(公告)号：CN113175393A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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公开(公告)号：CN107917016A
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/62
CPC分类号： F02K9/62
摘要： 本发明公开了一种高承压预燃室头部壳体结构，包括顶盖、二底、燃料集合器、身部和一底，本发明预燃室头部壳体采用球形结构，改善身部的局部工作环境，提高了预燃室头部整体承压能力和结构可靠性，有助于燃料集合器的结构布置；身部采用变壁厚设计，在燃料集合器包络范围内身部上均匀设置径向通孔，使一部分燃料通过径向通孔直接进入燃烧室，与高温燃气掺混，以改善燃烧室出口温度场均匀性，同时减少了扰流环、格栅和身部拐弯等结构，有效降低了预燃室重量。
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公开(公告)号：CN113175393B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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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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公开(公告)号：CN110821713A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201910934534.4
申请日：2019-09-29
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种用于多目标优选的模块化燃气发生装置，包括喷注器、扰流段、圆柱段、拐弯段和喉部段；喷注器、扰流段、圆柱段、拐弯段和喉部段之间通过螺栓串联连接，方便拆换；扰流段、圆柱段和拐弯段根据燃气发生装置的工作压力、流量和出口温度均匀性要求结合试验测试情况取舍。本发明能够通过一次试验对多个设计参数进行考核，减少了试验次数，降低了成本和试验周期。
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公开(公告)号：CN107917016B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN201711225101.9
申请日：2017-11-29
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/62
摘要： 本发明公开了一种高承压预燃室头部壳体结构，包括顶盖、二底、燃料集合器、身部和一底，本发明预燃室头部壳体采用球形结构，改善身部的局部工作环境，提高了预燃室头部整体承压能力和结构可靠性，有助于燃料集合器的结构布置；身部采用变壁厚设计，在燃料集合器包络范围内身部上均匀设置径向通孔，使一部分燃料通过径向通孔直接进入燃烧室，与高温燃气掺混，以改善燃烧室出口温度场均匀性，同时减少了扰流环、格栅和身部拐弯等结构，有效降低了预燃室重量。
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公开(公告)号：CN115306588A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210833490.8
申请日：2022-07-14
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/62
摘要： 本申请涉及液体火箭发动机领域，具体公开了一种液体火箭发动机推力室低流阻导流法兰结构，法兰结构包括连通于进口集合器外周向的进口法兰，进口法兰内设置有导流筋，导流筋两端分别连接于进口法兰沿着进口集合器轴向上相对的内壁，导流筋呈空心三角形状，导流筋外表面沿进口法兰轴向与法兰壁面近似平行的曲率向进口集合器方向延伸，形成类似于“A”字形剖面的流通通道，将一个进口引导分流至两个出口。法兰出口逐渐由圆形过渡到长椭圆形，使流通截面积逐渐变化，降低了推进剂流通时的局部流阻损失。
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