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

Inventor： 周康 ,  周江平 ,  潘匡志 ,  单磊 ,  兰晓辉 ,  段蒙 ,  屈兀波

IPC: F02K9/60 ,  F02K9/56

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。

公开(公告)号：CN119333311A

公开(公告)日：2025-01-21

申请号：CN202411780558.6

申请日：2024-12-05

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 王春民 ,  王海燕 ,  李元启 ,  郭维 ,  薛涵菲 ,  王冠男 ,  单磊 ,  王鹏武

IPC: F02K9/56 ,  F02K9/46

Abstract: 本发明涉及富氧补燃循环发动机，具体涉及一种富氧补燃循环发动机及其性能偏差补偿方法，解决了现有的发动机性能偏差补偿方法难以在满足性能精度的同时保证发动机的合格率，以及难以精准有效地控制发动机性能精度的技术问题。本发明提供的富氧补燃循环发动机的性能偏差补偿方法，通过设置混合比调节器和推力调节器，并建立发动机的静态仿真模型，通过静态仿真模型获得推力调节器与发动机推力、混合比调节器开度与发动机混合比之间的关系，然后根据主要干扰因素的极限偏差范围获得推力调节器和混合比调节器的开度范围以补偿发动机的性能偏差，从而在不更换系统组件的前提下，实现富氧补燃循环发动机性能偏差的针对性补偿。

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

Inventor： 周康 ,  周江平 ,  潘匡志 ,  单磊 ,  兰晓辉 ,  段蒙 ,  屈兀波

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。

公开(公告)号：CN111963336B

公开(公告)日：2021-10-19

申请号：CN202010768031.7

申请日：2020-08-03

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 孙海雨 ,  单磊 ,  赵晓慧 ,  王鹏武 ,  刘文超 ,  潘匡志 ,  韩方超

IPC: F02K9/50 ,  F02K9/58 ,  F02K9/96 ,  F02K9/60

Abstract: 本发明涉及一种泵压双模式液体火箭发动机系统，属于航天器高压贮箱推进剂加注领域；包括推力室、高压气贮箱、燃气发生器、2个转注系统、氧化剂目标贮箱和燃料目标贮箱；每个转注系统包括涡轮泵、主阀、转注控制阀、单向阀和流量调节器；涡轮泵与燃气发生器连通；涡轮泵与流量调节器连通；流量调节器分别与转注控制阀和主阀连通；转注控制阀与单向阀连通；高压气贮箱设置有2个输出端；2个输出端分路与燃气发生器连通；其中1个单向阀与氧化剂目标贮箱连通；另1个单向阀与燃料目标贮箱连通；2个主阀均与推力室连通；本发明能够作为上面级或其他航天器的主动力执行入轨或变轨等任务，还能够将上面级或其他航天器主贮箱内的推进剂转注到姿控发动机贮箱内。

公开(公告)号：CN205117535U

公开(公告)日：2016-03-30

申请号：CN201520771601.2

申请日：2015-09-30

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 赵晓慧 ,  张敏贵 ,  杨振业 ,  黄晓磊 ,  蒲光荣 ,  单磊 ,  孙海雨

IPC: F02K9/00 ,  F02K9/95

Abstract: 本实用新型属于航空、航天领域，具体涉及一种用于上面级泵压式发动机热控制的隔热组件。该隔热组件包括外包覆层以及多层芯；外包覆层的尺寸大于多层芯的尺寸；外包覆层将大于多层芯的部分作为翻边将多层芯包裹；隔热组件的外形与待包覆的发动机各个部件的形状相适配；多层芯包括交替设置的N+1层反射层与N层间隔层；其中，N≥1。通过使用本实用新型的隔热组件能够使火箭发动机在低温工况滑行时减少热控部件的热量损失，在高温工况滑行以及发动机点火工作时阻挡外热流、涡轮红外辐射等外部热源的影响。