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公开(公告)号：CN114563176B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210450411.5
申请日：2022-04-27
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G01M13/003
摘要： 本发明提供一种栓式喷注器及其针阀动特性测试装置和测试方法，主要解决现有栓式喷注器针阀动特性测试方法存在测试时间较长、测试效率较低以及测试成本较高的问题。该针阀动特性测试装置包括位移测量导杆、套管和光电位移传感器，套管设置在中心筒的安装法兰上，位移测量导杆的底端穿过套管与密封法兰连接，顶端延伸至中心筒外侧；光电位移传感器设置在位移测量导杆的顶端，用于测量位移测量导杆的位移。上述针阀动特性测试装置及测试方法为冷态试验，在前期即可获取栓式喷注器的针阀动特性及喷注特性，从而掌握影响针阀动作响应的参数规律以及推进剂开启后进入燃烧室的喷注特性，实现快响应优化，提高了栓式喷注器的工作可靠性。
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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：CN114635811A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202210280541.9
申请日：2022-03-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种针栓式喷注器及推力室，涉及喷注器技术领域，用于解决针栓式喷注器的中心组件装配的一致性较差，可操作性不高，影响针栓式喷注器的工作可靠性问题。所述针栓式喷注器包括壳体、中心筒、中心杆以及针栓。中心筒位于壳体内，且与壳体固定连接，针栓位于壳体以及中心筒之间，可沿壳体的轴向运动。中心杆位于中心筒内，且与中心筒固定连接。壳体上开设有第一腔体以及与第一腔体相连通的第一推进剂流道，当第一推进剂沿第一腔体进入第一推进剂流道时，在第一推进剂的作用下，针栓沿壳体的轴向运动，第一推进剂从第一推进剂流道进入针栓与壳体之间形成的第一间隙中，并沿第一间隙喷出。推力室包括燃烧室、喷管组件和上述的针栓式喷注器。
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公开(公告)号：CN114576038A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210478670.9
申请日：2022-05-05
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种水平地面试车发动机用防窜流栓式喷注器及其防窜流方法，解决有栓式喷注器水平试车时，氧化剂和燃料的残余易发生滴流窜腔，再启动时造成窜腔爆燃引起压力峰的问题。其中喷注器包括中心筒、设置在中心筒内且与中心筒前端面之间形成多个径向喷注通道的中心杆以及套设在中心筒外侧且前端端面与中心筒之间形成外圈通道环缝的外壳体、设置在中心筒外壁且位于外圈通道环缝和径向喷注通道之间的环向凹槽，位于环向凹槽后侧的中心筒外径大于位于环向凹槽前侧的中心筒外径；中心筒上设置的环向凹槽对推进剂进行收集并在重力作用下离开栓式喷注器，有效解决了水平试车多次起动时存在的窜腔爆燃引起压力峰问题。
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公开(公告)号：CN112780451B
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202110104373.3
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，其主要步骤包括：1、获取发动机冷流试验和发动机热试车时氧化剂路喷嘴以及燃料路喷嘴的压降差异规律；2、第一次冷流试验标定，初步确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；3、热试车标定，确定热试车的压降偏差；4、第二次冷流试验标定，最终确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸，从而实现氧化剂路和燃料路混合比的精确调整。本发明通过一次热试车标定和前后两次冷流试验标定，有效地解决喷注结构受热变形引起较大喷注压降变化对发动机混合比调整精度的影响，提高了发动机混合比控制精度，特别适用于混合比精度要求高、且可以进行性能标定试车的液体火箭发动机。
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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：CN112780444A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202110103058.9
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/54
摘要： 本发明涉及一种常温推进剂针栓式发动机防窜腔关机处理方法，以解决现有技术中存在的针栓式发动机关机后出现推进剂窜腔、爆燃现象的问题。该方法包括：1)在针栓式发动机阀门关闭后，按照起动时序要求，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行首次吹除，待喷管出口火焰消失后首次吹除停止；起动时序要求为中心路通道的吹除起动时序领先于环腔路通道的吹除起动时序；2)首次吹除结束后，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行断续吹除，直至喷管出口无烟后断续吹除停止，关机处理结束；断续吹除过程中，中心路通道和环腔路通道每次吹除起动时序与步骤1)相同，每次吹除时间小于等于首次吹除时间，吹除间隔时间为1‑2s。
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公开(公告)号：CN114635811B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202210280541.9
申请日：2022-03-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种针栓式喷注器及推力室，涉及喷注器技术领域，用于解决针栓式喷注器的中心组件装配的一致性较差，可操作性不高，影响针栓式喷注器的工作可靠性问题。所述针栓式喷注器包括壳体、中心筒、中心杆以及针栓。中心筒位于壳体内，且与壳体固定连接，针栓位于壳体以及中心筒之间，可沿壳体的轴向运动。中心杆位于中心筒内，且与中心筒固定连接。壳体上开设有第一腔体以及与第一腔体相连通的第一推进剂流道，当第一推进剂沿第一腔体进入第一推进剂流道时，在第一推进剂的作用下，针栓沿壳体的轴向运动，第一推进剂从第一推进剂流道进入针栓与壳体之间形成的第一间隙中，并沿第一间隙喷出。推力室包括燃烧室、喷管组件和上述的针栓式喷注器。
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公开(公告)号：CN114718767A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210344540.6
申请日：2022-03-31
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种双路密封栓式喷注器装配测试方法，主要解决现有栓式喷注器装配测试流程不规范，造成面关机功能失效，可靠性降低的问题。本发明双路密封栓式喷注器装配测试方法可规范快速地完成面关机喷注器的装配和测试，保证了面关机栓式喷注器运动特性、密封特性及喷注特性满足设计要求，快速实现喷注器装配测试合格和交付使用。
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公开(公告)号：CN114718764A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210351488.7
申请日：2022-04-02
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明涉及一种轻质化复合冷却推力室身部装置，以解决目前推力室身部轻质化采用局部优化导致的热结构被破坏、减重程度有限的技术问题。该装置包括内至外依次设置的高温抗氧化热障涂层、内壁、冷却夹套及外壁；推力室身部由前至后依次设置圆筒段、收敛段及扩张段；扩张段后端外侧面设置有冷却剂入口和设置在入口集液环的入口集液腔；圆筒段前端外侧面设置有冷却剂出口和设置在出口集液环内的出口集液腔；冷却夹套包括多个沿推力室身部延伸方向设置的冷却通道和设置在相邻冷却通道之间的连接肋；多个冷却通道沿周向均匀分布；冷却通道连通入口集液腔和出口集液腔；内壁、冷却夹套及外壁均采用钛合金材料。
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