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公开(公告)号：CN115306587A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210899476.8
申请日：2022-07-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机汽蚀管稳定套接连接结构，属于液体火箭发动机汽蚀管设计领域；包括变径管路、汽蚀管、螺栓、固定壳体、汽蚀管固定结构、密封垫圈；所述固定壳体设置有轴向水平设置的变径通道；变径管路与变径通道同轴对接；变径管路与固定壳体之间通过螺栓固连；汽蚀管同轴设置在变径管路的内腔中，且汽蚀管伸入固定壳体的变径通道内；汽蚀管通过变径通道的台阶实现轴向限位；密封垫圈套装在汽蚀管轴向伸入固定壳体一端的外壁；汽蚀管固定结构设置在密封垫圈的外壁，实现将汽蚀管与固定壳体固连；本发明的汽蚀管稳定套接结构，不用改变汽蚀管结构，加工与装配操作简单可行，另外通过套接结构与结构优化，解决了总装布局和频率耦合的问题。
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公开(公告)号：CN112943483A
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN202110104365.9
申请日：2021-01-26
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种液体火箭发动机双道冗余密封装置，解决现有液体火箭发动机密封结构密封可靠性差、密封结构复杂以及尺寸偏大的问题。该密封装置包括锥面接头、锥面接管嘴、外套螺母、密封圈和密封垫；密封圈和密封垫设置在锥面接头、锥面接管嘴之间，实现二者之间的双道密封，外套螺母套装在锥面接头、锥面接管嘴外侧，对二者之间的密封圈和密封垫进行压缩，从而实现可靠密封。第一道密封采用氟塑料或金属密封，在密封槽的两端设置有密封刺，密封垫压缩后填充密封刺，提高密封的可靠性，可承受低压和高压。第二道密封采用锥面O形橡胶密封圈密封结构，该密封为锥面自紧式密封，密封效果好，内腔压力越大，密封可靠性越高。
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公开(公告)号：CN112780450A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202110104369.7
申请日：2021-01-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。在发动机受限空间点火激波环境适应性验证时，液体火箭发动机处于单机热试车的试验状态，在发动机喷管下游按照受限空间边界条件设置挡板，模拟发动机受限空间点火工作环境，达到模拟受限空间点火时间后，关闭发动机完成验证，或者撤除、移动挡板，使发动机脱离受限空间后继续进行经历激波环境后的发动机正常点火验证。激波在喷管内实际驻留时间通过推力参数进行判定。克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了精确依据。
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公开(公告)号：CN107607325A
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201710786811.2
申请日：2017-09-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 为了解决现有工况调整方法无法满足针栓式喷注器变推力发动机工作要求的技术问题，本发明提供了一种针拴式喷注器变推力发动机系统工况调整方法，可确保整个工况范围内发动机保持较高的工况精度，能够满足发动机工况精度要求。包括步骤：1】热标试车前工况调整；2】进行发动机热标试车，获取推力室冷热试差异实际值；3】热标试车后工况调整。采用本发明的方法，发动机工况精度可控制在2％以内，且方法简单、容易实现。
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公开(公告)号：CN107607325B
公开(公告)日：2019-04-23
申请号：CN201710786811.2
申请日：2017-09-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 为了解决现有工况调整方法无法满足针栓式喷注器变推力发动机工作要求的技术问题，本发明提供了一种针拴式喷注器变推力发动机系统工况调整方法，可确保整个工况范围内发动机保持较高的工况精度，能够满足发动机工况精度要求。包括步骤：1】热标试车前工况调整；2】进行发动机热标试车，获取推力室冷热试差异实际值；3】热标试车后工况调整。采用本发明的方法，发动机工况精度可控制在2％以内，且方法简单、容易实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117123572A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311106744.7
申请日：2023-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B08B9/032
Abstract: 本发明涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除系统，包括氧化剂吹除组件、燃料吹除组件、再生冷却液体火箭发动机。氧化剂吹除组件包括依次连接的氧化剂吹除气源贮箱、吹除气截止阀、氧化剂吹除单向阀、氧化剂吹除接管嘴。燃料吹除组件包括依次连接的燃料吹除气源贮箱、吹除气截止阀、燃料吹除单向阀、燃料吹除接管嘴。还涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除控制方法，包括试车前吹除、试车吹除、试车后吹除的步骤。本发明通过氧化剂吹除单向阀、燃料吹除单向阀压差控制，实现吹除过程自动控制，减少了人为控制误差；通过对氧化剂路和燃料路吹除时差控制，保证发动机身部可重复使用。
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公开(公告)号：CN115853669A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211394110.1
申请日：2022-11-08
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种抑制汽蚀工况中低频燃烧不稳定的方法，包括将喷注器等效成弹簧振子系统，得到喷注器的等效频率f；所述弹簧振子系统包括喷注器的弹簧和由喷注器的运动件等效成的振子；获取燃烧室的燃烧不稳定频率f0；计算燃烧不稳定频率f0和喷注器的等效频率f的差值，并调整喷注器的弹簧或运动件的参数，使所述差值小于预设值，利用包含当前参数的弹簧和运动件的喷注器实现低频燃烧不稳定的抑制。
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公开(公告)号：CN112780444B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110103058.9
申请日：2021-01-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/54
Abstract: 本发明涉及一种常温推进剂针栓式发动机防串腔关机处理方法，以解决现有技术中存在的针栓式发动机关机后出现推进剂串腔、爆燃现象的问题。该方法包括：1)在针栓式发动机阀门关闭后，按照起动时序要求，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行首次吹除，待喷管出口火焰消失后首次吹除停止；起动时序要求为中心路通道的吹除起动时序领先于环腔路通道的吹除起动时序；2)首次吹除结束后，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行断续吹除，直至喷管出口无烟后断续吹除停止，关机处理结束；断续吹除过程中，中心路通道和环腔路通道每次吹除起动时序与步骤1)相同，每次吹除时间小于等于首次吹除时间，吹除间隔时间为1‑2s。
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公开(公告)号：CN115306587B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202210899476.8
申请日：2022-07-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机汽蚀管稳定套接连接结构，属于液体火箭发动机汽蚀管设计领域；包括变径管路、汽蚀管、螺栓、固定壳体、汽蚀管固定结构、密封垫圈；所述固定壳体设置有轴向水平设置的变径通道；变径管路与变径通道同轴对接；变径管路与固定壳体之间通过螺栓固连；汽蚀管同轴设置在变径管路的内腔中，且汽蚀管伸入固定壳体的变径通道内；汽蚀管通过变径通道的台阶实现轴向限位；密封垫圈套装在汽蚀管轴向伸入固定壳体一端的外壁；汽蚀管固定结构设置在密封垫圈的外壁，实现将汽蚀管与固定壳体固连；本发明的汽蚀管稳定套接结构，不用改变汽蚀管结构，加工与装配操作简单可行，另外通过套接结构与结构优化，解决了总装布局和频率耦合的问题。
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公开(公告)号：CN117128108A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311111475.3
申请日：2023-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种挤压式液体火箭发动机重复使用的试验控制方法，包括发动机结构设置、发动机试验前吹除、发动机试验后吹除、发动机试验后处理的步骤。发动机试验后处理包括包扎与拆除、水洗、分解、中和与烘干、检验与再装配的过程，中和采用中和液浸泡的方式。本发明对密封圈设置冗余机制，其一为发动机选择的密封材料与推进剂相容，避免推进剂对密封材料的腐蚀与破坏；其二为密封圈设置在可快速拆卸的连接处，可快速更换密封圈。对发动机实施分解、中和清洗、烘干和再装配的流程，并针对发动机部件制定液流试验验证以及检查，保证发动机部件满足再次使用要求，使挤压式液体火箭发动机能够实现可重复使用。
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