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公开(公告)号：CN107191291A
公开(公告)日：2017-09-22
申请号：CN201710569980.0
申请日：2017-07-13
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
CPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及发动机保护装置，具体涉及一种发动机的防尘装置及其安装方法，其目的在于解决现有发动机防尘堵盖因粘接问题导致其容易脱落的故障。本发明的技术方案是提供一种发动机的防尘装置，包括螺栓、上搭板、下搭板、粘附在下搭板上端的垫板以及分别设置在垫板上端和下搭板下端的螺母，所述上搭板、下搭板和垫板的中心均设有安装孔，所述上搭板的形状与发动机喉部上部内壁的形状相匹配，所述下搭板与发动机对应内壁的形状相匹配；所述螺栓依次穿过上搭板、垫板和下搭板上的安装孔，通过螺母将下搭板和垫板固定在螺栓上。防尘装置为机械式连接，安装简单，能有效避免各种因粘结问题造成防尘装置脱落的现象发生。
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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：CN117052566A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311173046.9
申请日：2023-09-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种降低开式循环强迫起动高空火箭发动机起动超调方法；为了提高发动机工作可靠性，在保证起动加速性前提下，降低或消除起动超调量；包括步骤1：定义发动机转速一次起动超调相对量阈值A1，二次起动超调相对量阈值A2；步骤2：一次起动发动机，t1时刻打开两个副阀，计算满足发动机起动加速性时，转速一次起动超调相对量B1；步骤3：若B1＜A1，则执行步骤4，否则延后t1，并返回步骤2；步骤4：二次起动发动机，t2时刻打开两个副阀，并计算满足发动机起动加速性时，转速二次起动超调相对量B2；步骤5：若B2＜A2，则执行步骤6；否则延后t2，并返回步骤4；步骤6：记录t1与t2，从而降低开式循环强迫起动高空火箭发动机起动超调。
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公开(公告)号：CN116696601A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310689702.4
申请日：2023-06-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及低干扰力矩多次启动双组元液体火箭发动机及系统及控制方法；解决通过增加发动机推力来抵消推进剂排放时产生干扰力矩的方式，存在发动机的推进剂消耗量大，姿控发动机的使用寿命低，火箭的有效载荷低、火箭存在无法达到预定的轨道的问题；发动机包括发动机本体、燃料排放管和氧化剂排放管，发动机本体包括氧化剂泵和燃料泵，燃料排放管和氧化剂排放管一端分别与燃料泵上的燃料泵前阀和氧化剂泵上的氧化剂泵前阀连通，另一端封堵；燃料排放管和氧化剂排放管上设置有贯通孔，两个贯通孔沿推力室轴线周向对称设置；贯通孔两端中心点的连线与对应位置处推力室外圆的切线平行；本发明还提出基于上述发动机的发动机系统及控制方法。
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公开(公告)号：CN116861579A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310726606.2
申请日：2023-06-19
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机性能参数的获取方法，具体涉及一种液体火箭发动机性能参数的实时解算方法，解决了现有发动机性能参数的求解方法无法在飞行过程中实时获得发动机性能参数、计算量大的技术问题。本发明提供的液体火箭发动机性能参数实时解算方法通过在火箭起飞前统计地面数据，在火箭飞行过程中获取遥测参数，基于牛顿第二定律，质量、力和加速度的关系，以及发动机流量、比冲、推力的关系，可实时计算发动机的工作性能参数，算法简单，计算量小。
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公开(公告)号：CN116717401A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310633875.4
申请日：2023-05-31
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，以解决现有技术无法准确获取火箭发动机的起动参数，致使发动机存在起动失败的风险的问题。具体包括气体供应单元和水介质供应单元；气体供应单元包括供气瓶组、驱动路减压器及缓冲气瓶；供气瓶组的输出端连接缓冲气瓶的输入端，供气瓶组中的气压大于火箭发动机的起动气压；驱动路减压器安装于供气瓶组与缓冲气瓶之间的管路上；缓冲气瓶的输出端连接火箭发动机的起动器；缓冲气瓶与起动器之间的管路上沿气流方向依次设有通断阀和控制阀；水介质供应单元包括水箱及挤压气组件；水箱分别与火箭发动机的氧化剂入口管以及燃料剂入口管连通，其管路上设置有隔离阀；挤压气组件与水箱连通。
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公开(公告)号：CN207004676U
公开(公告)日：2018-02-13
申请号：CN201720851348.0
申请日：2017-07-13
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本实用新型涉及发动机保护装置，具体涉及一种发动机的防尘装置，其目的在于解决现有发动机防尘堵盖因粘接问题导致其容易脱落的故障。本实用新型的技术方案是提供一种发动机的防尘装置，包括螺栓、上搭板、下搭板、粘附在下搭板上端的垫板以及分别设置在垫板上端和下搭板下端的螺母，所述上搭板、下搭板和垫板的中心均设有安装孔，所述上搭板的形状与发动机喉部上部内壁的形状相匹配，所述下搭板与发动机对应内壁的形状相匹配；所述螺栓依次穿过上搭板、垫板和下搭板上的安装孔，通过螺母将下搭板和垫板固定在螺栓上。防尘装置为机械式连接，安装简单，能有效避免各种因粘结问题造成防尘装置脱落的现象发生。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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