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公开(公告)号：CN112943482B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110104339.6
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明提供了一种液体火箭发动机整体框架，解决现有发动机框架采用组合焊接或装配连接的形式，存在结构质量和外轮廓形状相对较大问题。该框架包括精测镜以及一体式加工的上法兰盘、下法兰盘、4个主梁、2个V字形侧梁和2个安装平面；上法兰盘上开设多个第一对接孔，其中2个第一对接孔作为基准定位孔；下法兰盘同轴设在上法兰盘的下方，下法兰盘上开设多个第二对接孔，下法兰盘下表面设有隔热层和对称设的两个定位槽；4个主梁的两端分别与上法兰盘和下法兰盘连接，且4个主梁沿圆周方向均布，2个安装平面和2个V字形侧梁设置在相邻主梁之间，精测镜设置在下法兰盘的外侧，用于作为推力向量表达的基准。
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公开(公告)号：CN112943482A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110104339.6
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明提供了一种液体火箭发动机整体框架，解决现有发动机框架采用组合焊接或装配连接的形式，存在结构质量和外轮廓形状相对较大问题。该框架包括精测镜以及一体式加工的上法兰盘、下法兰盘、4个主梁、2个V字形侧梁和2个安装平面；上法兰盘上开设多个第一对接孔，其中2个第一对接孔作为基准定位孔；下法兰盘同轴设在上法兰盘的下方，下法兰盘上开设多个第二对接孔，下法兰盘下表面设有隔热层和对称设的两个定位槽；4个主梁的两端分别与上法兰盘和下法兰盘连接，且4个主梁沿圆周方向均布，2个安装平面和2个V字形侧梁设置在相邻主梁之间，精测镜设置在下法兰盘的外侧，用于作为推力向量表达的基准。
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公开(公告)号：CN117605592A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311334947.1
申请日：2023-10-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种多次起动一致性好的常温富氧补燃循环发动机及关机方法，用于解决目前燃气发生器会出现富燃燃烧、常温氧化剂在发动机关机后不能挥发、发动机关机后燃气腔残留的燃气污染氧化剂泵腔以及冷却夹套中的推进剂排空时间偏差大的技术问题。本发明包括吹除一路、吹除二路、吹除三路以及吹除四路；带有第一吹除单向阀的吹除一路的吹除点设置在燃料二级泵和燃气发生器的燃料头腔之间；带有第二吹除单向阀的吹除二路的吹除点设置在推力室的燃料头腔集液器上；带有第三吹除单向阀的吹除三路的吹除点设置在燃气发生器中的氧化剂头腔上；带有第四吹除单向阀的吹除四路的吹除点设置在氧化剂泵的入口壳体上。
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公开(公告)号：CN115288884A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210743261.7
申请日：2022-06-27
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种自燃推进剂富氧补燃循环自身起动发动机系统及方法，属于发动机技术领域。本发明燃料一级泵、燃料二级泵、氧化剂泵和燃气涡轮为同轴依次相连，燃料一级泵和燃料二级泵均用于给燃料增压，氧化剂泵用于给氧化剂增压，燃气涡轮用于带动轴旋转；推力室用于提供推力；燃气发生器用于产生驱动燃气涡轮的富氧燃气；燃料启动阀用于起动前隔离发动机与入口处的燃料；流量稳定器用于在发动机起动末期控制进入燃气发生器的燃料流量，转级阀用于在发动机起动前中期控制进入燃气发生器的燃料流量；燃料主阀用于控制进入推力室的燃料流量；氧化剂启动阀用于起动前隔离发动机与入口处的氧化剂。本发明在不借助外能源的情况下可顺利完成起动过程。
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公开(公告)号：CN114687889A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202210272565.X
申请日：2022-03-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。
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公开(公告)号：CN112576411B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202011462129.6
申请日：2020-12-11
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机排放吹除处理装置及方法，本发明提供的装置包括接管嘴、排放吹除连接工装、回收吹除系统；推进剂排放吹除前接管嘴通过密封塞、堵头密封，第一外套螺母紧固；推进剂排放吹除中，先将堵头卸出，再连接排放吹除连接工装、回收吹除系统，使用中心杆将密封塞旋出，通过两位三通阀将接管嘴分别与回收储罐、吹除气瓶相连。推进剂排放吹除后，使用中心杆将密封塞旋入接管嘴，拆卸第一外套螺母、吹除排放工装及回收吹除系统，安装堵头与第一外套螺母。使用本发明提供的装置及方法可将推进剂完全密封在封闭管路中，解决了液体火箭发动机在试车后对内腔剩余有毒推进剂排放吹除过程中难以安全处理的问题。
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公开(公告)号：CN112943483A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110104365.9
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机双道冗余密封装置，解决现有液体火箭发动机密封结构密封可靠性差、密封结构复杂以及尺寸偏大的问题。该密封装置包括锥面接头、锥面接管嘴、外套螺母、密封圈和密封垫；密封圈和密封垫设置在锥面接头、锥面接管嘴之间，实现二者之间的双道密封，外套螺母套装在锥面接头、锥面接管嘴外侧，对二者之间的密封圈和密封垫进行压缩，从而实现可靠密封。第一道密封采用氟塑料或金属密封，在密封槽的两端设置有密封刺，密封垫压缩后填充密封刺，提高密封的可靠性，可承受低压和高压。第二道密封采用锥面O形橡胶密封圈密封结构，该密封为锥面自紧式密封，密封效果好，内腔压力越大，密封可靠性越高。
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公开(公告)号：CN112576411A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011462129.6
申请日：2020-12-11
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机排放吹除处理装置及方法，本发明提供的装置包括接管嘴、排放吹除连接工装、回收吹除系统；推进剂排放吹除前接管嘴通过密封塞、堵头密封，第一外套螺母紧固；推进剂排放吹除中，先将堵头卸出，再连接排放吹除连接工装、回收吹除系统，使用中心杆将密封塞旋出，通过两位三通阀将接管嘴分别与回收储罐、吹除气瓶相连。推进剂排放吹除后，使用中心杆将密封塞旋入接管嘴，拆卸第一外套螺母、吹除排放工装及回收吹除系统，安装堵头与第一外套螺母。使用本发明提供的装置及方法可将推进剂完全密封在封闭管路中，解决了液体火箭发动机在试车后对内腔剩余有毒推进剂排放吹除过程中难以安全处理的问题。
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公开(公告)号：CN111963340A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010773472.6
申请日：2020-08-04
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统，属于泵压式液体火箭发动机起动系统设计领域；包括2个气动增压装置、增压气源、燃气发生器、2个涡轮泵、2个控制阀和2个向上单向阀；2个气动增压装置分别与增压气源连通；每个气动增压装置分别与1个控制阀一端和1个向上单向阀一端连通；2个控制阀的另一端均与燃气发生器连通；每个向上单向阀的另一端与1个涡轮泵连通；2个涡轮泵均与燃气发生器的排气管路连通；向其中1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给氧化剂；分别向另1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给燃料；本发明气动增压装置多次起动系统具有系统简单，结构质量轻，工作效率高、各次起动工况一致性好、耗气量小的优点。
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公开(公告)号：CN116950991A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310794003.6
申请日：2023-06-30
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种双偏心轴承径向约束装置，主要解决现有通过固定连接的方式，无法在约束焊接变形导致的偏差和发动机工作过程中涡轮泵下端产生位移的基础上，对焊接的残余变形进行补偿的技术问题。该装置包括轴承座、设置于轴承座内的轴承内圈和轴承外圈，及设置于轴承内圈上的连轴；所述轴承座用于与第一待约束机构连接；所述轴承外圈固定连接于轴承座上，轴承外圈沿轴向的偏心位置设置有与轴承内圈相适配的第一安装孔；所述轴承内圈安装于第一安装孔内，轴承内圈与第一安装孔间隙配合，轴承内圈沿轴向的偏心位置设置有与连轴相适配的第二安装孔；所述连轴安装于第二安装孔内，用于与第二待约束机构连接。
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