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公开(公告)号：CN118407858A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410222251.8
申请日：2024-02-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种一体化液体火箭发动机推力传递装置，包括十字梁(包括中心腹板、鸡冠状加强板、对接面)、传力座(包括燃气出入口对接法兰、弯管、圆形锥筒、传力柱)；中心腹板为十字形结构，对接面设置在十字梁的四个端部，位置低于十字梁的最大高度；十字梁靠近每个对接面的梁顶设有鸡冠状加强板；燃气出入口对接法兰之间通过弯管连通，弯管外侧靠近燃气入口对接法兰的顶部壁面设有圆形锥筒；十字梁与传力座之间可拆卸连接，且十字梁与传力座的对接面均为十字形对接面；传力柱从传力座的十字形对接面延伸至燃气出口对接法兰。本发明能够同时实现输送燃气和推力传递功能，缩小发动机的外包络尺寸，简化总装布局，提升发动机的推重比。
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公开(公告)号：CN111998148B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010802522.9
申请日：2020-08-11
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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：CN111120422B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN201911378524.3
申请日：2019-12-27
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种抽真空引射器及发动机抽真空方法，包括依次连接的一级喷嘴段、一级混合段、二级喷嘴段、二级混合段和扩张段，一级喷嘴段集成一级引射喷嘴和发动机抽真空口，一级引射喷嘴连接高压气源，将引射气流静压转化为动压，通过发动机抽真空口对发动机内腔抽真空；二级喷嘴段上安装二级引射喷嘴，对流经的气流进一步加速；一级混合段和二级混合段使气流充分混合；经二级混合段混合后的气流经扩张段增速后喷出，进入大气。本发明采用两级引射方式，极限引射能力高，可至2.7KPa以下，通过将抽真空口与一级引射喷嘴垂直设置，相比直通式，有效减少结构长度的同时，避免一级喷嘴段在流场中悬空，减小一级喷嘴段加工难度，同时可有效提高流场品质。
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公开(公告)号：CN112253334A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011049051.5
申请日：2020-09-29
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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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公开(公告)号：CN118499152B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410955553.6
申请日：2024-07-17
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明属于火箭发动机领域，公开了一种集成式氧蒸发器，集成于发动机燃气管路内部；包括内核换热模块和燃气管路内壁换热模块，燃气管路内壁换热模块套设在内核换热模块的外围，二者同轴设置，内核换热模块和燃气管路内壁换热模块之间通过周向均布的多个支撑板换热模块进行固定与连通，各换热模块间具有中空空间，形成燃气通道，氧工质从燃气管路内壁换热模块进入内核换热模块，依次利用内核换热模块、各支撑板换热模块和燃气管路内壁换热模块中的换热通道，实现与燃气通道内燃气的热量交换。本发明能够缩小发动机包络，提高发动机的推质比，降低整体结构质量，同时仍能够满足火箭推进剂贮箱增压所需的换热与流阻要求。
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公开(公告)号：CN111720240B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910594729.9
申请日：2019-07-03
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，具体涉及一种气氧燃气发生器；解决了现有月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种气氧燃气发生器，其特殊之处在于：包括发生器、除水装置、第一开关阀、高富氧燃气贮箱、开关阀、两组多级单向阀组和减压阀；发生器上设有气氧煤油火炬点火器；发生器的液氧入口接上升级液氧贮箱出口，发生器的煤油入口接煤油贮箱出口；发生器的出口接除水装置的入口。
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公开(公告)号：CN110685820B
公开(公告)日：2021-01-12
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：CN111720240A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201910594729.9
申请日：2019-07-03
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，具体涉及一种气氧燃气发生器；解决了现有月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种气氧燃气发生器，其特殊之处在于：包括发生器、除水装置、第一开关阀、高富氧燃气贮箱、开关阀、两组多级单向阀组和减压阀；发生器上设有气氧煤油火炬点火器；发生器的液氧入口接上升级液氧贮箱出口，发生器的煤油入口接煤油贮箱出口；发生器的出口接除水装置的入口。
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公开(公告)号：CN108180087B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201711462579.3
申请日：2017-12-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种承高压的泵后燃料摇摆装置，包括传力环叉、常平环、S型增强波纹管和导流筒；两个传力环叉分别连接在S型增强波纹管的进口端和出口端，传力环叉包括传力环和对称连接在传力环两侧的两个传力臂；常平环为环状结构，径向均布有安装孔；销轴与传力臂固定连接，关节轴承安装在常平环的安装孔内，常平环与销轴通过关节轴承铰接，使传力环叉相对常平环转动；传力环与S型增强波纹管固定连接；S型增强波纹管置于常平环内；用于梳理流场方向的导流筒与进口端传力环叉固定连接，置于S型增强波纹管内。本发明提供的承高压燃料摇摆装置可以适应液体火箭发动机高压燃料路双向摇摆要求，在输运高压介质的同时保证发动机摇摆过程中良好的位移补偿能力。
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公开(公告)号：CN110107428A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910450910.2
申请日：2019-05-28
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明提供了一种高排空率高压起动箱，解决现有起动箱在高压气体挤压起动箱排出液体时，存在胶囊表面受压不均匀，影响胶囊翻转性能，对液体排空率存在不利影响的问题。其包括第一半球壳体、第二半球壳体、胶囊、胶囊压紧环以及一级均流板；第一半球壳体和第二半球壳体扣合，形成一个球型腔；胶囊位于所述球型腔内，将球型腔分隔成液腔和气腔；该一级均流板位于气腔内并靠近气体接管嘴的位置设置使挤压气均匀作用于胶囊表面，提升翻转性能，进而提高起动箱排空率和起动箱工作寿命；且第一半球壳体上仅设置一个液体接管嘴，用于向内加注液体和向外供应液体，使第一半球壳体的加工工艺更加简单，维修方便。
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