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公开(公告)号：CN115306587A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210899476.8
申请日：2022-07-28
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汽蚀管稳定套接连接结构，属于液体火箭发动机汽蚀管设计领域；包括变径管路、汽蚀管、螺栓、固定壳体、汽蚀管固定结构、密封垫圈；所述固定壳体设置有轴向水平设置的变径通道；变径管路与变径通道同轴对接；变径管路与固定壳体之间通过螺栓固连；汽蚀管同轴设置在变径管路的内腔中，且汽蚀管伸入固定壳体的变径通道内；汽蚀管通过变径通道的台阶实现轴向限位；密封垫圈套装在汽蚀管轴向伸入固定壳体一端的外壁；汽蚀管固定结构设置在密封垫圈的外壁，实现将汽蚀管与固定壳体固连；本发明的汽蚀管稳定套接结构，不用改变汽蚀管结构，加工与装配操作简单可行，另外通过套接结构与结构优化，解决了总装布局和频率耦合的问题。
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公开(公告)号：CN114861299A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210399659.3
申请日：2022-04-15
申请人： 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
摘要： 本发明涉及一种需求与计算模型关联验证方法、系统、存储介质及设备，以解决目前液体火箭发动机系统的方案设计过程中需求模型与各种计算模型之间数据不互通导致的工作量大、易出错及更新不及时的技术问题。该方法包括：1、构建需求模型和多种计算模型；2、将需求模型与计算模型建立关联；3、将需求模型的设计参数更新到计算模型；4、求解计算模型；5、将计算模型的计算结果与需求模型的性能参数进行对比，若满足要求，则结束；若不满足要求，则调整计算模型或需求模型，返回步骤3直至满足要求。该系统包括需求模型模块、计算模型模块、变量关联模块、参数引用模块及需求验证模块。
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公开(公告)号：CN112240570B
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202011124063.X
申请日：2020-10-20
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种基于3D打印成型的旋流火炬点火器，包括电火花塞杆和火炬点火管以及紫铜密封垫片；火炬点火管包括采用3D打印的方式一体成型的头部管段、身部管段、喉部喷管段以及尾部管段；其主要工作原理是：头部管段内的点火室中进行点火燃烧，在身部管段的二次燃烧室中二次燃烧，在喉部喷管段进行三次掺混燃烧，从而使得点火启动过程平稳、燃烧过程充分，大大提升了点火器燃烧工作的可靠性，并且在头部管段可形成氧化剂旋流对电火花塞杆进行保护，在二次燃烧室形成旋流流场对身部管段形成气膜保护，合理设计与推力室的连接和紧固部件，简化火炬点火器外形结构，实现了火炬点火器小型化设计，降低了工艺复杂性、成本，缩短了制作周期。
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公开(公告)号：CN113700960A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111012321.X
申请日：2021-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F16L23/20 , F16L23/036 , F16L23/032
摘要： 本发明提供一种用于液体火箭发动机的非压溃式密封连接法兰，解决现有液体火箭发动机法兰连接密封失效，导致液体火箭发动机试验失败的问题。该非压溃式密封连接法兰包括第一法兰、第二法兰和金属垫片；第一法兰的密封侧设置为向内凹陷的阶梯凹台阶，第二法兰的密封侧设置为向外凸起的阶梯凸台阶，阶梯凹台阶和阶梯凸台阶相配合，并将金属垫片设置在阶梯凹台阶和阶梯凸台阶形成的密封槽内，形成该非压溃式密封连接。本发明非压溃式密封连接法兰通过阶梯平面组合实现密封，在易于装配的同时，还确保了垫片因空间限制不会被压溃，从而节省实验成本与时间。
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公开(公告)号：CN113530718A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202111014877.2
申请日：2021-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明提供一种火箭发动机推力室热试用身部模块，解决现有火箭发动机推力室身部设计，难以满足长时间热试试验需求、加工复杂、成本较高的问题。该模块包括主冷却剂入口腔、主冷却剂出口腔、辅冷却剂腔体及依次连接的燃烧室、连接部、喉道；燃烧室包括燃烧室内壳、燃烧室外壳、设在燃烧室外壳和燃烧室内壳间的燃烧室冷却通道；主冷却剂出口腔设在燃烧室外壳前端且与燃烧室冷却通道连通；喉道包括喉道内壳、喉道外壳、设在喉道外壳和喉道内壳间的喉道冷却通道；主冷却剂入口腔设在喉道外壳后端且与喉道冷却通道连通；连接部开设有周向错位设置且不连通的多个辅冷却剂通道和连接通道；辅冷却剂腔体设在连接部外壁且与辅冷却剂通道入口端连通。
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公开(公告)号：CN112267957A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011329449.4
申请日：2020-11-24
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种实现精确调节的针栓式喷注器，解决现有针栓式喷注器位移调节精度较低，流量控制精度较低的问题。该针栓式喷注器包括电机支撑架、伺服电机、第一传动机构、第二传动机构、针阀、盖板、中心筒和燃烧室；伺服电机的输出轴与第一传动机构连接；第一传动机构与第二传动机构以传动比N/M配合传动；中心筒设置在燃烧室的中心通道内，其上端设置有凹槽，凹槽内设置有内螺纹，中心筒的下端通过端盖封闭；盖板为套管结构，设置在中心筒的上端；针阀包括上柱体和下筒体，上柱体的顶端与第二传动机构连接，下端与穿过盖板内腔与下筒体连接，下筒体设置在中心筒的内腔内，其外壁环形凸台上的外螺纹与凹槽的内螺纹配合连接。
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公开(公告)号：CN114564810B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202111616265.0
申请日：2021-12-27
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/28 , G06F17/12 , G06F17/13 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及一种模型构建方法，具体涉及基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法；解决现有常温推进剂充填管路的计算方法无法考虑气体压缩性的影响，不能满足液体火箭发动机起动过程动态仿真准确性的技术问题。该基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法，包括根据液体火箭动力系统中的真实充填物理过程和Modelica建模规范，确定状态变量和关键参数，建立连接器，构建概念模型，将管路沿流向平均分为N段网格，构建空间偏导处理模块，将连接器、空间偏导处理模块及控制方程模块组合成为仿真模型；采用常温推进剂仿真模型进行验证，并记录验证数据；将仿真模型的验证数据与相应实验数据进行对比，根据对比结果对仿真模型进行修正与校核。
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公开(公告)号：CN117128108A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311111475.3
申请日：2023-08-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种挤压式液体火箭发动机重复使用的试验控制方法，包括发动机结构设置、发动机试验前吹除、发动机试验后吹除、发动机试验后处理的步骤。发动机试验后处理包括包扎与拆除、水洗、分解、中和与烘干、检验与再装配的过程，中和采用中和液浸泡的方式。本发明对密封圈设置冗余机制，其一为发动机选择的密封材料与推进剂相容，避免推进剂对密封材料的腐蚀与破坏；其二为密封圈设置在可快速拆卸的连接处，可快速更换密封圈。对发动机实施分解、中和清洗、烘干和再装配的流程，并针对发动机部件制定液流试验验证以及检查，保证发动机部件满足再次使用要求，使挤压式液体火箭发动机能够实现可重复使用。
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公开(公告)号：CN113006969B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN202110413221.1
申请日：2021-04-16
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供一种用于深度变推力火箭发动机的气液喷注器，解决现有变喷注面积的喷注器易发生端头烧蚀；采用主动喷射冷却方式导致喷注性能损失的问题。喷注器包括上端盖、内端盖、中心筒、外盖、下端盖和驱动内端盖移动的驱动件；上端盖与中心筒固连；内端盖设在中心筒上且位于上端盖的空腔内，内端盖、上端盖、中心筒形成液体喷注腔；上端盖设有液体推进剂接口；中心筒上端面沿轴向设有圆周均布的多个矩形凹槽，矩形凹槽开口方向不过中心筒的中心；内端盖下端面设有与矩形凹槽配合的凸块；外盖固定套装在中心筒上；下端盖包括套筒和与环形连接板，外盖和套筒之间形成气体喷注腔；套筒与中心筒之间形成气体环缝腔；外盖设有气体推进剂接口。
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公开(公告)号：CN113656916A
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202110967449.5
申请日：2021-08-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/17
摘要： 本发明提供一种常温推进剂燃气发生器低压点火动态模型建立方法，解决现有推进剂燃气发生器燃烧过程所建立的动态模型，单纯采用转化时间模拟转化量，过高估计点火初始阶段反应能力的问题。该方法包括步骤：1)热力组件动态模型中，在推进剂转化率和前增加转化率修正系数α，得到修正后液体燃料、液体氧化剂、燃烧产物燃气质量积累公式；当Kg≥Kg_rate，α＝c1(t‑t1)2+c1(t‑t1)；当Kg
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