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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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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：CN115524127A
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202211194790.2
申请日：2022-09-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明涉及一种模拟液体火箭发动机试验系统及方法，具体涉及一种带有杂质添加功能的富氧燃气试验系统及杂质添加方法，解决模拟发动机真实高温、高压与高流速富氧燃气工作环境下，难以研究涡轮材料在有杂质冲刷条件下的耐温性能，导致发动机研制风险和成本高的技术问题。该带有杂质添加功能的富氧燃气试验系统，包括液氧供应模块、燃料供应模块与富氧燃气燃烧装置；液氧供应模块用于为富氧燃气燃烧装置供应氧化剂；燃料供应模块用于为富氧燃气燃烧装置供应燃料；杂质供应单元用于将待添加杂质通过液氧主管路输入富氧燃气燃烧装置。本发明杂质添加方法，可实现精准控制待添加杂质进入富氧燃气燃烧装置的速率，完成对待考核涡轮材料耐温性能的测试。
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公开(公告)号：CN111720238B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910595271.9
申请日：2019-07-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。
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公开(公告)号：CN111720238A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201910595271.9
申请日：2019-07-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。
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公开(公告)号：CN112253334B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202011049051.5
申请日：2020-09-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决现有带冷却结构燃气管路加工周期长、工序复杂、成本高、质量一致性控制困难以及集成度不高的技术问题，本发明提出了一种集成冷却通道的燃气管路。本发明将冷却通道集成在燃气通道侧壁中，简化了工艺，并提高了产品的集成度；采用面向3D打印工艺的结构设计，实现了冷却工质入口管接头、冷却工质入口集液腔、冷却通道等与燃气管路整体无支撑设计，该结构能够满足3D打印技术整体一次成型要求，无需传统工艺环节中的多道机架、钎焊、对接焊等工序程序，产品加工和周转周期大幅缩短，产品一致性和连接强度、刚度较好，质量控制更为有效，研制成本大幅降低。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111927649B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202010761918.3
申请日：2020-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决现有液氧煤油发动机基于高压氦增压系统价格昂贵、增压工质地面携带且用量大的问题，本发明提供了一种基于气氧和气氢工质的液氧煤油发动机推进剂组合增压系统，包括液氧贮箱、煤油贮箱、用于给煤油贮箱增压的气氢增压单元和用于给液氧贮箱增压的气氧增压单元；气氧增压单元包括依次设置的电动增压泵、气氧燃气发生器、除水装置、节流阀组、高压气氧贮箱、第三开关阀和第二减压阀；所述第二减压阀的出口接所述液氧贮箱的增压气入口；气氧燃气发生器的液氧入口接电动增压泵的出口，煤油入口通过第四开关阀接煤油贮箱的出口。本发明采用高压气氢代替氦对煤油贮箱进行增压，采用高压气氧对液氧贮箱进行增压，显著降低了成本。
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公开(公告)号：CN112083039A
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN202011051851.0
申请日：2020-09-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种材料着火点试验考核装置及考核方法，解决目前材料温度性能数据有限，并且现有的金属点燃试验无法提供高温高压富氧条件，使得材料着火点难以得到验证的问题。一种材料着火点试验考核装置，包括依次连通的燃气发生器、水冷段、试片夹持段、监测段以及工艺喷管；燃气发生器用于为待考核试片提供高温高压的富氧燃气；水冷段的大于等于600mm，用于提升燃气的均匀性；水冷段和监测段上均设置有温度传感器和压力传感器，用于监测待考核试片前后方的温度、压力及压力波动情况；工艺喷管用于控制所述富氧燃气的来流压力；水冷段、试片夹持段、监测段以及工艺喷管均采用高温合金材质。
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公开(公告)号：CN111998148A
公开(公告)日：2020-11-27
申请号：CN202010802522.9
申请日：2020-08-11
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种前装式卡簧结构导管连接件，由卡簧、外套螺母和凸台阶接头组成。凸台阶接头上设置卡簧安装槽，固定卡簧位置，从而使卡簧对外套螺母起到限位作用。凸台阶接头可与待连接零件设计为一体，具有减少焊缝、空间紧凑等优点。外套螺母直接从凸台阶接头小尺寸端装入，然后将卡簧从凸台阶接头小尺寸端装入，借助简易工装通过螺纹配合拧入外套螺母，随后施力将工装往内推，将卡簧顶入凹槽，简化了安装过程，同时提高了接头连接可靠性，可用于管路压力较大、温度较高且空间结构较小的导管连接。
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公开(公告)号：CN118346921A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410456921.2
申请日：2024-04-16
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种基于增材制造技术的集成配气装置，包含集成管路、对外接头、单向阀、电动气阀、堵头、固定支架、安装支板。集成管路将阀门的入口管路、出口管路、固定结构、安装结构集成设计，采用增材制造技术一体成形，既作为介质的流道、又作为集成配气装置的支撑结构。管路和管路之间共用管路或加强筋连接。集成管路对外接口上采用电子束焊接，热影响区小，减少接头的变形。焊接结构凹槽处直接连接内部集成管路，且内部集成管路的成形角度大于45°，减少机加工序。将电动气阀的入口、出口设计在电动气阀的安装面上，使电动气阀沿一个方向安装在集成管路。电动气阀与集成管路采用径向密封结构，对轴向位置的精度要求低，提高安装可靠性。
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公开(公告)号：CN117216897A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311124593.8
申请日：2023-09-01
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种导流装置参数确定方法、装置、设备及介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决现有导流装置参数确定方法效率低且导流效果差的问题。所述方法包括：获取导流装置相连管道的几何参数；根据导流装置相连管道的几何参数，并基于三阶贝塞尔曲线公式确定导流装置外壳几何参数；根据进口延伸段几何参数、中间收缩管几何参数以及弯曲流道外壁参数，基于三阶贝塞尔曲线公式，确定导流叶片几何参数；根据弯曲流道以及中间收缩管的几何参数，确定开孔结构几何参数，完成导流装置的参数确认。本发明提供的导流装置参数确定方法用于方便设计人员高效的确定导流装置各结构参数，得到光滑且导流效果好的导流装置造型。
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