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公开(公告)号：CN118911871A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410957903.2
申请日：2024-07-17
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供了一种适用于低饱和蒸汽压、高粘度燃料的气液双组元喷注器，用于解决现有的推力室喷注形式难以满足低蒸汽压、高粘性燃料的高效雾化燃烧应用需求。本发明的用于低饱和蒸汽压、高粘度燃料的气液双组元喷注器，结合液相喷嘴和气相喷嘴的结构，在气相喷嘴侧壁上沿周向开设多个切向孔旋流供气，在液相喷嘴侧壁上沿周向开设多个径向孔直流供液，旋流喷出的气体和直流喷出的液体在环缝中相互剪切，并在缩进室实现低饱和蒸汽压、高粘度推进剂的高效预混；预混后的双组元推进剂通过喷注器出口喷出后，液体燃料在气体氧化剂的高速旋流作用下实现了气液双组元推进剂的大锥角分布、高效雾化、稳定燃烧，并同时保证了喷注器的可靠热防护。
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公开(公告)号：CN118907664A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410707043.7
申请日：2024-06-03
摘要： 一种储罐用电直驱式全接内浮盘装置，包括直线运动装置、浮盘装置、锁定装置三大部分，其中直线运动装置位于浮盘装置上方，并且两者连接在一起，通过直线电机实现对浮盘升降的主动控制。浮盘装置上方是锁定装置，当储罐中油液重量发生变化时，重力传感器即使发送信号至控制中心，随即浮盘装置在直线运动装置的驱动下紧紧贴附油品表面，避免其发生晃动并阻绝外界空气与油品接触，当油面不再上升或者下降时，锁定装置进行锁定，防止浮盘发生晃动，从而实现了浮盘高精度定位和固定。利用本发明对对油液进行储存可以有效降低油品的挥发，并且提高进出油效率，利用电直驱技术可以高精度控制浮盘的上下运动以保证其与油面紧紧贴合避免了浮盘装置的晃动等问题。
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公开(公告)号：CN118148793B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410398143.6
申请日：2024-04-03
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开一种RBCC发动机遥测信号的还原方法、装置、设备及介质，以在遥测信号出现削波现象的情况下，对遥测信号进行还原。遥测信号的还原方法，包括：获取针对RBCC发动机采集的遥测信号，并确定遥测信号的第一无效数据比以及遥测信号的第一削波幅值；其中，第一削波幅值为采集所述遥测信号的遥测系统量程；基于第二削波幅值，对遥测信号进行削波处理，确定削波处理后的遥测信号的第二无效数据比；其中，第二削波幅值小于第一削波幅值；至少根据第一削波幅值、第一无效数据比、第二削波幅值以及第二无效数据比，构建遥测信号的时域和/或频域还原曲线；根据遥测信号的时域和/或频域还原曲线，对遥测信号进行时域和/或频域还原。
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公开(公告)号：CN116007443B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202211227665.7
申请日：2022-10-09
申请人： 西安航天动力研究所 , 西安航天远征流体控制股份有限公司
IPC分类号： F41J9/02
摘要： 本申请公开了一种用于战场演习的智能保障车辆靶标，包括：控制单元，用于对当前的智能保障车辆靶标和其他的智能保障车辆进行编队，并制定当前的智能保障车辆靶标的机动路线；机动组件，用于在演习区域中执行机动路线。本申请通过在演习区域中布置智能保障车辆靶标，能够模拟真实保障车辆进行各种保障补给作业，提高了采用靶标代替参加方的真实性，能够为参加演习的人员提供真实的体验。
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公开(公告)号：CN118775102A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957900.9
申请日：2024-07-17
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/64
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机高压燃烧室冷却结构，具体涉及一种内冷却液膜均匀的冷却环结构及其加工方法，解决现有技术中燃烧室内冷却液膜存在铺展不稳定、不均匀、损耗快等品质差的问题，导致燃烧室内壁冷却效果较差、使用寿命较短，难以实现高压燃烧室内壁可靠冷却的技术问题。该冷却环结构，包括冷却环和环盖；冷却环包括基座环、第一连接环、第二连接环与第三连接环；出口环缝及凹槽用于将内环形腔中液体推进剂排出并使其在燃烧室收敛段内壁上旋转形成内冷却液膜。本发明方法能够减少上游主流燃气直接冲击内冷却液膜造成的卷吸破坏，避免内冷却液膜与燃气过早进行化学反应，保护出口环缝处内冷却液膜的连续性，增强了冷却效果。
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公开(公告)号：CN118734733A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410689828.6
申请日：2024-05-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F113/14 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种流体耦合的管路建模方法及装置，涉及火箭管路技术领域，以解决现有建立的管路流体耦合动力模型的仿真结果不符合管路振动实际情况问题。方法包括获取目标管路的管路长度以及管路横向振动时的横向振动位移；根据管路长度和所述横向振动位移，采用微分变换的方法确定流体旋转运动角速度和流体横向运动速度；根据流体横向运动速度和目标夹角确定流体目标运动速度；根据流体质量、流体目标运动速度以及流体旋转运动角速度的乘积确定甩出力；基于甩出力建立管路流体耦合非线性动力模型。本发明提供的流体耦合的管路建模方法用于使建立的管路流体耦合模型的仿真结果符合管路振动实际情况。
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公开(公告)号：CN118691652A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410729885.2
申请日：2024-06-06
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结构的形变确定方法、系统及装置，涉及图像处理领域，以解决如何确定液体火箭发动机试车过程中的形变数据的问题。所述火箭发动机结构的形变确定方法，包括：获取第一图像和第二图像，第一图像为火箭发动机试车之前拍摄的图像，第二图像为火箭发动机试车过程中拍摄的图像，第一图像和第二图像包括位于火箭发动机上的第一区域和位于试车稳固架上的第二区域，试车稳固架用于在火箭发动机试车的过程中搭载火箭发动机；基于第一图像中的第二区域，对第二图像进行位置偏移矫正；根据第一区域在第一图像和位置偏移矫正后的第二图像中的位置信息，确定火箭发动机的第一区域的形变信息。
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公开(公告)号：CN118114025B
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410490970.8
申请日：2024-04-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F18/213 , F02K9/96 , G06F18/10 , G06F17/18 , G06F16/904 , G06F16/903
摘要： 本发明公开液体火箭发动机热力组件燃烧特性表征方法、装置及设备，涉及液体火箭发动机技术领域，用于解决现有技术中发动机热力组件燃烧特性表征不准确的问题。包括：获取液体火箭发动机热力组件燃烧试验过程中的监测信号；对监测信号进行预处理，得到热力组件的目标监测信号；将目标监测信号由时域转换至时频域，并将时频谱进行可视化；在可视化的时频谱中选取关键点，并基于关键点进行时间‑频率曲线的拟合；基于拟合后的时间‑频率曲线，设定搜索范围，在搜索范围内提取时频谱特征；将时频谱特征进行可视化，得到发动机热力组件燃烧特性的量化表征。本发明提供的技术方案能有效提升发动机热力组件燃烧特性表征的准确性和有效性。
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公开(公告)号：CN115523060B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202211153881.1
申请日：2022-09-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种多次点火模块系统、加注方法及试后处理方法，涉及液体火箭发动机总体领域，多次点火模块系统包括点火剂贮箱，点火剂贮箱的气腔连通进气管的一端，点火剂贮箱的液腔连通出液管的一端，进气管和出液管的另一端均连通控制管路；控制管路，一端为控制气入口，另一端连通发动机，控制管路上设置截止阀，截止阀连通出液管，控制气入口压力增大，截止阀打开，点火剂能够从出液管经过截止阀输入至发动机；增压气源入口，连通于进气管；液体加注口和气体吹除口，均连通于出液管；第二吹除口，连通于控制管路，并位于截止阀出口位置。能够在多次点火剂模块在使用结束后，将其内部和发动机内腔处理干净，以便从发动机拆除重新加注再次使用。
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公开(公告)号：CN114282318B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202111531213.3
申请日：2021-12-14
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06T17/00 , G16C10/00 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明具体涉及一种用于撞击式喷注器喷注分区的稳定性分析方法，用于解决现有的零维和一维工程分析方法无法满足实际工程需求的问题。本发明步骤如下：步骤1，对燃烧室进行径向分区，得到N个燃烧区边界圆的直径di‑mid；步骤2，对步骤1中的各燃烧区建立相对应的流管模型，并得到各燃烧区的平均释热速率Qi_t；同时，选取各燃烧区相对的敏感时滞τi_s以及相互作用指数ni；步骤3，针对不同燃烧区分别构建时滞类的燃烧响应函数Qi_e，步骤4，将步骤4中得到的Qi_e代入到声学求解器中，最终得到包含实部和虚步的复频率。本发明能够在考虑多种因素的情况下快速进行稳定性计算。
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