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公开(公告)号：CN114440099B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111538952.5
申请日：2021-12-15
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种发动机用控制仪器设备的壁挂式减振固定装置，解决现有直接将控制仪器设备安装在发动机上，影响控制仪器设备正常工作的问题。固定装置包括M型支架、4个减振器和4个连接组件；M型支架包括4个连接耳、下支撑板、设在下支撑板上方的上定位板、设在下支撑板和上定位板间的4个连接梁；4个连接梁依次首尾相连形成M型框架；下支撑板和上定位板上设有连接件；2个连接耳并排设置在下支撑板的底面，另外2个连接耳并排设置在上定位板的后表面，上定位板上的2个连接耳间距小于下支撑板上的2个连接耳间距；4个减振器分别安装在4个连接耳的减振器安装孔内；4个连接组件一端分别设置在4个减振器上，另一端用于与发动机连接。
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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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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：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：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：CN112253334B
公开(公告)日：2021-10-19
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：CN111927648B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202010761888.6
申请日：2020-07-31
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 为解决传统上升级发动机性能偏低、推进剂有毒，或者下降发动机和上升发动机集成形式结构相对复杂的技术问题，本发明提出了一种基于无毒环保推进剂的轨姿控集成动力系统，采用推进剂共享的轨姿控一体化系统方案，充分利用液氧密度大贮存方便、气氧火炬点火成熟可靠的优势，在主液氧贮箱和高压气氧贮箱之间设置独立工作的气氧燃气发生器，将主液氧贮箱的液氧转换为高混合比的高压高富氧燃气，除水后贮存在高压气氧贮箱内，实现姿控推进剂的高密度贮存，为主发动机的多次点火、姿控发动机工作提供高压气氧，有效实现轨姿控一体化应用，提高了推进剂利用率；采用分置小型化电动增压泵方案，在提高系统性能的同时，还能简化系统方案，使结构简单可靠。
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公开(公告)号：CN112576414A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011400954.3
申请日：2020-12-02
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，具体涉及一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。本发明的目的是解决现有技术难以准确获得液体火箭发动机推力室充填特性的技术问题，提供一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。该装置可对推力室多个供应通路进行单独或共同考核，系统简单，易于实现，能够准确获得液体火箭发动机推力室充填特性。推力室等部分组件选用液体火箭发动机真实产品，能够真实反映液体火箭发动机充填过程的工作情况。推力室点火路充填试验采用起动箱挤压供应，起动箱出口设置点火导管模拟管段，模拟发动机起动过程挤压供应点火剂的工作过程。可利用单台推力室产品模拟具有多个推力室的发动机充填过程。
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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
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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
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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