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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117605592A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311334947.1
申请日：2023-10-16
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种多次起动一致性好的常温富氧补燃循环发动机及关机方法，用于解决目前燃气发生器会出现富燃燃烧、常温氧化剂在发动机关机后不能挥发、发动机关机后燃气腔残留的燃气污染氧化剂泵腔以及冷却夹套中的推进剂排空时间偏差大的技术问题。本发明包括吹除一路、吹除二路、吹除三路以及吹除四路；带有第一吹除单向阀的吹除一路的吹除点设置在燃料二级泵和燃气发生器的燃料头腔之间；带有第二吹除单向阀的吹除二路的吹除点设置在推力室的燃料头腔集液器上；带有第三吹除单向阀的吹除三路的吹除点设置在燃气发生器中的氧化剂头腔上；带有第四吹除单向阀的吹除四路的吹除点设置在氧化剂泵的入口壳体上。
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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：CN114687889A
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202210272565.X
申请日：2022-03-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。
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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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