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公开(公告)号：CN108661823B
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201810398616.7
申请日：2018-04-28
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/56
摘要： 本发明公开了液体火箭发动机推力及混合比调节用多余度机电伺服系统，包括三余度伺服控制器、双余度伺服驱动器、双绕组机电作动器、三余度位置传感器、推力调节器及混合比调节器。发动机推力及混合比调节指令及三余度位置传感器位置反馈信号输入至三余度伺服控制器，三余度伺服控制器输出推力及混合比调节PWM波控制信号至双余度伺服驱动器，双余度伺服驱动器输出三相变频变幅正弦波电流驱动双绕组机电作动器带动推力调节器及混合比调节器运动，实现发动机推力及混合比调节。该伺服系统系统简单、控制特性优，具备“控制两度故障工作，驱动一度故障工作”能力，显著提升液体火箭发动机推力及混合比调节可靠性和使用维护性。
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公开(公告)号：CN110685820A
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201911013568.6
申请日：2019-10-23
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种过滤器，属于航天发动机推进剂过滤技术领域。该过滤器的中心体与内层滤网模块的第一内环连接，内层滤网模块的第一外环与外层滤网模块的第二内环连接，内层滤网模块的第一顶环的直径小于内层滤网模块的第一外环的直径，外层滤网模块的第二顶环的直径小于外层滤网模块的第二外环的直径，以保证发动机推进剂供应管的下游安装空间充足。内层滤网模块的第一内支板沿中心体周向均匀地连接于第一外环、第一内环和第一顶环之间；外层滤网模块的第二内支板沿第二外环周向均匀地连接于第二外环、第二内环和第二顶环之间；第一顶环作为过滤入口，第一外环作为过滤出口,使得推进剂的杂质不易汇聚在过率网上，有效提高了过滤效率。
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公开(公告)号：CN106762609B
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201611071917.6
申请日：2016-11-29
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种间隙泄流量小、稳定性高、泵与电机同轴、无动密封的高压屏蔽摆线泵。高压屏蔽摆线泵包括端盖、壳体、外摆线转子、内摆线转子、轴、轴承、电机定子、电机转子和位置传感器；轴承布置在电机转子两侧，内摆线转子通过键安装在轴悬臂端，内摆线转子与电机转子分别与同一个轴连接，壳体内侧设置有衬套，衬套与壳体过渡配合，偏心设置于壳体内；在内、外摆线转子两侧设置有补偿侧板，补偿侧板位于衬套内侧，补偿侧板与端盖、壳体之间设置有左侧密封与右侧密封，轴设置有轴向贯穿的中心孔。本发明解决了现有摆线泵间隙泄流量相对较大，性能容易出现偏差，稳定性较差，动密封可靠性较差等技术问题。
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公开(公告)号：CN106762609A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611071917.6
申请日：2016-11-29
申请人： 西安航天动力研究所
CPC分类号： F04C2/10 , F04C2/082 , F04C11/008 , F04C15/0003 , F04C15/0088 , F04C15/0096 , F04C2270/175
摘要： 本发明提供了一种间隙泄流量小、稳定性高、泵与电机同轴、无动密封的高压屏蔽摆线泵。高压屏蔽摆线泵包括端盖、壳体、外摆线转子、内摆线转子、轴、轴承、电机定子、电机转子和位置传感器；轴承布置在电机转子两侧，内摆线转子通过键安装在轴悬臂端，内摆线转子与电机转子分别与同一个轴连接，壳体内侧设置有衬套，衬套与壳体过渡配合，偏心设置于壳体内；在内、外摆线转子两侧设置有补偿侧板，补偿侧板位于衬套内侧，补偿侧板与盖板、壳体之间设置有左侧密封与右侧密封，轴设置有轴向贯穿的中心孔。本发明解决了现有摆线泵间隙泄流量相对较大，性能容易出现偏差，稳定性较差，动密封可靠性较差等技术问题。
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公开(公告)号：CN109113896B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN201811007726.2
申请日：2018-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 一种小型插接式化学点火器，由入口膜片阀组件(1)、点火导管(3)、出口膜片阀组件(2)及点火剂加注器(4)组成，点火器由入口膜片阀组件成贮存化学点火剂的密闭容腔，点火剂通过点火剂加注器(4)加入，内部贮存用于发动机燃烧组件初始燃烧的化学点火剂。实现安装拆卸过程直接插拔，安装拆卸方便，采用刻痕膜片(6)满足点火器小型化要求，可作为需具备可重复使用能力的小型液体火箭发动机的点火装置。(1)和出口膜片阀组件(2)与点火导管(3)连接形
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公开(公告)号：CN113567136B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202110796767.X
申请日：2021-07-14
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机结构位姿测量系统，具体涉及一种大推力火箭发动机结构位姿测量系统及补偿方法，其目的是解决现有技术存在未对所用相机自身在冲击、振动条件下的附加位移进行剥离，而大推力火箭发动机试车所产生的环境振动非常强烈，导致识别的关键结构位姿变化偏差较大的技术问题。该系统包括参考标志点、反光标志点、控制采集器和至少两个高速摄影机。该补偿方法通过两台以上高速摄影机，对大推力火箭发动机结构上的反光标志点进行位移解算，获得发动机结构位姿数据，在试车台的对接端设置参考标志点，以获取高速摄影机相对于试车台的振动数据，并利用其对发动机位姿信息进行补偿，以获取被测发动机相对于试车台的位姿变化数据。
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公开(公告)号：CN116577111A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310857233.2
申请日：2023-07-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种试验件动态特性试验系统和方法，涉及火箭发动机技术领域，以解决目前对流量调节器的试验仅是静态特性的研究，缺少动态特性试验，无法减少或避免流量调节器影响发动机系统稳定性的问题。该试验件动态特性试验系统包括：连通的激励路和试验路。试验路包括依次连通的声学闭端装置、试验件、模拟燃气发生器喷注器节流圈、第一节流圈和试验路阀门。激励路包括依次连通的激励路节流圈、激励路阀门和脉动发生器，激励路位于声学闭端装置和试验路阀门之间。多个采集件分别设置于试验件的两侧和激励路节流圈的两侧，采集件用于采集试验过程中试验件的两侧和激励路节流圈的两侧的测点信息，以根据测点信息确定试验件的幅频特性和相频特性。
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公开(公告)号：CN116498626A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310466957.4
申请日：2023-04-26
IPC分类号： F15B21/12
摘要： 本发明公开了一种高压液体管路中脉动压力发生激励系统及方法，采用内流道固定于本体内结构，内流道为横向通孔结构，内流道上设置有竖向通孔，竖向通孔的轴线垂直于横向通孔轴线，转子嵌套于内流道的竖向通孔内，本体上开设有与内流道的竖向通孔同轴的转子孔，内流道的横向通孔为液流通道，转子上周向间隔设置有多个切断叶片，通过控制转速变化步数，变化量和变化时长，来实现脉动压力从一个频率到另一个频率的连续变化过程，由此产生扫频的脉动压力变化，激励的压力脉动幅值较高，能够方便的调节压力脉动的频率，产生高频的压力脉动，本发明结构简单，流体通道流畅，流动连续，能量损耗小。
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公开(公告)号：CN116380473A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310061819.8
申请日：2023-01-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种火箭发动机故障诊断方法、装置、设备及介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决火箭发动机由于状态漂移和台次差异，标准值难以确定，容易造成故障诊断误诊的问题。一种火箭发动机故障诊断方法，包括：获取测量数据；基于协变量的测量值，利用概率预测神经网络预测得到目标参数的概率分布；根据目标参数的概率分布确定异常阈值范围；判断目标参数的测量值是否超过异常阈值范围，若超过则将上一时刻目标参数的测量值输入到自回归神经网络中得到标准值；根据标准值与目标参数的测量值得到测量残差，采用观测器对故障因子进行观测，实现故障检测。本发明提供的火箭发动机故障诊断方法用于实时确定标准值提高火箭发动机故障诊断的准确性。
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公开(公告)号：CN116151443A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310062921.X
申请日：2023-01-16
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06Q10/04 , G06F30/28 , G06F111/08 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 发明公开一种泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法、装置及介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决现有方法无法仅基于气瓶内压的测量结果实时确定气瓶剩余使用寿命的问题。一种泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法，包括：获取气瓶内压测量值和气瓶离散状态空间方程；基于气瓶内压测量值，通过观测器和气瓶离散状态空间方程对气瓶进行状态估计，得到估计状态值；基于估计状态值以及预设迭代步长对气瓶集中参数动力学模型中的气瓶内压和气瓶温度进行迭代，直至气瓶内压达到临界内压值，得到迭代次数；基于迭代次数与预设迭代步长计算气瓶剩余寿命。本发明提供的泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法用于提高气瓶剩余寿命的准确度，方法简便。
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