-
公开(公告)号：CN111911808B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202010549509.7
申请日：2020-06-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种集成化减压装置，包括：第一高压自锁阀、第二高压自锁阀、第三高压自锁阀、减压阀I、减压阀II、减压阀III、单向阀I、单向阀II、入口多通元件I、入口多通元件II、出口多通元件、出口三通元件、导管、底板、第二外套螺母II、第一箍带I、第二箍带I、第三箍带I、箍带II、第一箍带III、第二箍带III、箍带IV、第一压力传感器I、第二压力传感器I、压力传感器II和压力传感器III。本发明将各路用于减压的部件集成，实现了将两路高压气体分别减压至各路所需压力并分流实现四路气体供应，使得该装置具有功能集成性高、重量较小、使用维护更为方便的优点。
-
公开(公告)号：CN112594094B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011504551.3
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。本发明的目的是解决现有液氧甲烷发动机起动化学点火方式，采用液体甲烷直接挤压点火剂点火时，容易造成点火剂结冰，堵塞供应系统，造成点火失败等风险的技术问题，提供一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。在现有发动机的单向阀和预装有点火剂的点火导管之间，增设了包含起动箱、中间介质管路、第一阀门和第二阀门的中间介质供应段，中间介质的冰点低于燃料预冷后的温度，其沸点高于点火剂的冰点，中间介质作为过渡燃料，以防止燃料与点火剂直接接触，保证中间介质在液态情况下不会冻住点火剂，而与燃料接触时又不会被燃料冻住结冰。
-
公开(公告)号：CN111720239B
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN201910595291.6
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，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；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，以及现有液氧煤油为主推进剂的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。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
-
公开(公告)号：CN111720239A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201910595291.6
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，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；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，以及现有液氧煤油为主推进剂的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。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
-
公开(公告)号：CN110407655B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201910667722.5
申请日：2019-07-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： C06C9/00
摘要： 本发明涉及一种基于低温燃料的化学点火装置及方法，旨在解决现有技术中存在的点火剂易结冰、堵塞供应系统导致点火失败的问题。该装置包括有隔离单元；隔离单元包括隔离介质充填导管、充填导管入口阀门以及充填导管出口阀门；隔离介质充填导管两端分别连接燃料供应单元和点火单元；其上还通过充填导管入口阀门连接装有隔离介质的隔离介质容器，隔离介质的冰点小于低温燃料的沸点，其沸点大于点火剂的冰点；隔离介质充填导管上还通过充填导管出口阀门连接有位置高于隔离介质充填导管的透明管。基于该装置本发明还提供了一种一种基于低温燃料的化学点火方法，通过低温燃料推进隔离介质进而推进点火剂，使得点火剂与氧化剂接触并自燃，从而完成点火。
-
公开(公告)号：CN110410233A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910667733.3
申请日：2019-07-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 本发明涉及一种多组元封装式点火器。解决了现有低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰的问题。该点火器包括点火管、隔离阀以及加注器；点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。
-
公开(公告)号：CN108225726B
公开(公告)日：2019-10-01
申请号：CN201711447549.5
申请日：2017-12-27
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G01M10/00
摘要： 一种液流系统声学闭端入口边界条件模拟装置，涉及声学闭端入口边界条件模拟装置领域；收缩锥、节流管、扩张锥和多孔整流栅；其中，节流管为中空圆柱状结构；收缩锥和扩张锥均为中空锥状结构；收缩锥沿轴向固定安装在节流管的轴向一端；且收缩锥的轴向小径端与节流管固定连接；扩张锥沿轴向固定安装在节流管的轴向另一端；且扩张锥的轴向小径端与节流管固定连接；多孔整流栅水平固定安装在扩张锥大径端面上；且多孔整流栅覆盖扩张锥的通孔开口；其中，收缩锥的大径端为入口段；扩张锥大径端的大径端为出口端；本发明解决了模拟声学闭端的传统结构流阻过大，且易出现严重汽蚀的问题。
-
公开(公告)号：CN114970394B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202210624452.1
申请日：2022-06-02
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法，包括基于SRK立方形状态方程，结合混合规则，计算得到真实气体效应下高压燃气热物性；根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压混合燃气涡轮真实绝热功；结合SRK立方形状态方程，引入压缩因子，根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压燃气涡轮的近似绝热功。本发明利用SRK方程和高压流体热力学偏离函数，计算方法较为简便，且计算结果较为准确，有一定的工程应用前景。
-
公开(公告)号：CN115168998A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210772226.8
申请日：2022-06-30
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
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机动态特性仿真方法，具体涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法，解决了现有技术中存在的系统模型建立难度大、对开发者要求高、建立的模型实用性差的问题；该方法包括如下步骤：确定动态特性仿真目标‑构建概念模型‑建立液体火箭发动机建模仿真系统‑开发基于Modelica语言的液体火箭发动机动态模型库‑液体火箭发动机系统模型搭建‑液体火箭发动机系统模型验证‑液体火箭发动机动态特性仿真应用；该方法采用本发明的液体火箭发动机建模仿真系统，组件模型可以组合快速构建任何型号的液体火箭发动机系统模型。
-
公开(公告)号：CN111963337B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202010850805.0
申请日：2020-08-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法，以解决现有条件下大范围变工况富氧补燃发动机推力室无法单独考核的问题。热试系统包括用于向待考核推力室提供热试条件的燃气发生器、涡轮压比模拟装置、燃料供应单元以及氧化剂供应单元；燃气发生器通过涡轮压比模拟装置与待考核发动机推力室相连；燃料供给单元包括燃料贮箱以及三路燃料供应管路；三路燃料供应管路分别为发生器燃料路、推力室点火路和推力室燃料主路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
49 条记录 (耗时 0.047 秒)