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公开(公告)号：CN114962008A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210470318.0
申请日：2022-04-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机点火系统及方法，具体涉及一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法，用于解决电点火、氢气或乙烯引导点火无法兼顾宽范围组合发动机的多次点火、助燃、强化燃烧、系统简单、工作可靠等需求的不足之处。该宽范围组合发动机点火及火焰稳定系统及方法通过点火及稳焰装置在冲压燃烧室的凹腔处产生高温富氢燃气射流，实现对宽范围组合发动机燃烧室点火、助燃、强化燃烧的作用；本发明无需额外的电点火装置，无需携带额外的氢气供应装置(贮箱、阀门等)，系统简单。同时，本发明公开一种宽范围组合发动机点火及火焰稳定方法。
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公开(公告)号：CN113339159B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202110761629.8
申请日：2021-07-06
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种基于3D打印的同轴双离心喷注器及液氧煤油火箭发动机，以解决目前同轴双离心喷注器加工制造、焊接工艺要求高，焊缝多，可靠性较差，存在氧化剂腔和燃料腔串腔的风险，以及变工况工作中常常存在燃烧不稳定、效率低的问题。一种基于3D打印的同轴双离心喷注器，包括3D打印成一体的外底、喷注盘和内底；外底和喷注盘之间形成氧化剂容腔，喷注盘和内底之间形成燃料容腔，氧化剂容腔上开设有氧化剂入口，燃料容腔上开设有燃料入口；本发明还公开了另外一种基于3D打印的同轴双离心喷注器，包括分别3D打印成的外底、喷注盘和内底；本发明还公开了两种液氧煤油火箭发动机。
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公开(公告)号：CN113236424A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110690779.4
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道，用于解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处。该双下侧后置超声速进气道包括进气道压缩锥、附面层隔离装置、过渡段，以及与环形燃烧室连接的环形转接段。本发明通过将进气道后置，节省飞行器前体大量的有效空间，并且进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN104727944A
公开(公告)日：2015-06-24
申请号：CN201510025619.2
申请日：2015-01-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭基组合动力发动机拓宽定几何进气道工作范围的结构及方法，通过在内压段分离包可能存在的区域的顶板压缩面上开沿流向的矩形放气槽，其长边和气流方向平行，放掉分离包以实现进气道通流，从而拓展进气道的工作范围。解决当高超声速进气道工作于接力点马赫数以下至很低的超声速状态，一般不起动。内压段顶板一侧产生较大的分离包，流场结构复杂，性能严重下降的问题，极大拓宽定几何混压式进气道的工作范围，实现进气道在接力点马赫数以下正常工作，并将进气道的最低工作马赫数降至2.0以下。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116378853A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310453481.0
申请日：2023-04-25
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种推力室撞击式喷注器。包括喷注器主体，喷注器主体内沿轴向依次设有第一氧化剂流通通道、组元流通通道分布层和组元腔分布层；组元流通通道分布层设有多个燃料流通通道和多个第二氧化剂流通通道，且燃料流通通道与第二氧化剂流通通道间隔分布；组元腔分布层分布有多个氧化剂腔和多个燃料腔，氧化剂腔和燃料腔间隔分布；为防止氧化剂及燃料窜腔，燃料与氧化剂流通通道及分布腔均采取隔腔设计；氧化剂和燃料分别从氧化剂入口和燃料入口进入后，氧化剂沿轴向的流通通道流入氧化剂腔；燃料通过若干个沿径向均布的流通通道流入燃料腔，最终通过相应氧化剂出孔和燃料出孔喷出。本发明的喷注器可采用分体结构，喷注器主体选用不锈钢，出口的隔板采用铜合金材料，提高喷注器的使用寿命。
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公开(公告)号：CN114184271B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202111443681.5
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种基于运动放大和数字图像相关的高频振型识别方法及系统，解决现有振型测试方式存在安装不便捷、定位精度低；测试过程慢、效率低；对高阶振型测试准确性低的问题。该方法包括1)将被测结构件固定并在表面喷涂散斑；2)在被测结构件外侧布置激光多普勒测振仪；3)向被测结构件施加激励信号，触发激光多普勒测振仪采集被测结构件的响应速度信号；4)对激励信号与响应速度信号采用估计法处理，获得频响函数，从中找出突频点并表示为f1,f2……,fn；5)对被测结构件分别施加定频为f1,f2……,fn的正弦激励信号，同时拍摄每个正弦激励下摄影视频；6)对拍摄的各段摄影视频进行运动放大；7)对运动放大后的摄影视频进行DIC分析得到高频振型。
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公开(公告)号：CN113504800B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110710306.6
申请日：2021-06-25
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种应用于诱导轮空化实验的压力控制系统及方法，通过系统可实现增压、减压和除气三种功能，通过除气降低实验系统回路中水的含气量，减小含气量对空化发生的影响，同时在含气量水平较低的条件下实现增压或减压，提升了空化实验的可信度。本系统包括气囊、储水箱、除气罐、增压单元、减压单元和除气单元；所述增压单元通过向对气囊充入高压气，气囊体积膨胀，实现对储水箱的增压；所述减压单元通过逐步将气囊中气体排出，降低气囊的压力使气囊体积缩减，实现对储水箱的减压；所述除气单元、储水箱和除气罐实现连通循环，储水箱中的水经除气罐过滤析出气体，除气单元在除气罐内制造低压环境，将析出气体排出，实现对储水箱中水的除气。
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公开(公告)号：CN113236424B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202110690779.4
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道，用于解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处。该双下侧后置超声速进气道包括进气道压缩锥、附面层隔离装置、过渡段，以及与环形燃烧室连接的环形转接段。本发明通过将进气道后置，节省飞行器前体大量的有效空间，并且进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。
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公开(公告)号：CN114184271A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111443681.5
申请日：2021-11-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种基于运动放大和数字图像相关的高频振型识别方法及系统，解决现有振型测试方式存在安装不便捷、定位精度低；测试过程慢、效率低；对高阶振型测试准确性低的问题。该方法包括1)将被测结构件固定并在表面喷涂散斑；2)在被测结构件外侧布置激光多普勒测振仪；3)向被测结构件施加激励信号，触发激光多普勒测振仪采集被测结构件的响应速度信号；4)对激励信号与响应速度信号采用估计法处理，获得频响函数，从中找出突频点并表示为f1,f2……,fn；5)对被测结构件分别施加定频为f1,f2……,fn的正弦激励信号，同时拍摄每个正弦激励下摄影视频；6)对拍摄的各段摄影视频进行运动放大；7)对运动放大后的摄影视频进行DIC分析得到高频振型。
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