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公开(公告)号：CN113027635B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202110425405.X
申请日：2021-04-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供一种通过射流自击式膜实现头部冷却的针栓喷注器，解决现有针栓式喷注器冷却方式存在加工复杂、冷却成本高以及只能单次使用的问题。该针栓喷注器包括燃烧室、针阀和中心筒；针阀设置在燃烧室的中心通道内，包括针阀上端盖和针阀下筒体，针阀上端盖设置在燃烧上端盖上方，针阀下筒体包括第一筒体和第二筒体，第二筒体的外壁面与燃烧室中心通道内壁面之间设置有环形的推进剂流道，推进剂流道与燃烧室的进液口连通；中心筒设置在针阀的内腔内，其上端设有敞开的内腔进液口，下端设置有内端盖；内端盖上设置有与中心筒内腔连通，且具有相同长径比的多个撞击孔；中心筒的下端沿其周向设置有多个喷注口。
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公开(公告)号：CN111963339B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN202010837309.1
申请日：2020-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，推力室头部外侧设有第一推进剂腔室、推力室身部且位于中间位置外侧设有第二推进剂腔室；推力室头部壳壁上设有与第一推进剂腔室连通的多个第一喷孔；推力室身部壳壁上沿圆周方向均匀设有多个燃烧喷注孔以及多个液膜喷注孔；通过燃烧喷注孔和多个液膜喷注孔分别向推力室头部和喉部喷出第二推进剂，由于使液膜喷注朝向推力室喉部，且采用了切向进液方式，因此能够减少液膜损耗，更充分的发挥液膜的冷却性能；同时燃烧喷注孔朝向推力室头部，并采用了切向进液方式，能够发挥液膜的冷却性能，同时也可与第一推进剂发生反应，从而不仅能够降低液膜占推进剂的比例，并且实现了推力室的全身冷却。
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公开(公告)号：CN111963339A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010837309.1
申请日：2020-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，推力室头部外侧设有第一推进剂腔室、推力室身部且位于中间位置外侧设有第二推进剂腔室；推力室头部壳壁上设有与第一推进剂腔室连通的多个第一喷孔；推力室身部壳壁上沿圆周方向均匀设有多个燃烧喷注孔以及多个液膜喷注孔；通过燃烧喷注孔和多个液膜喷注孔分别向推力室头部和喉部喷出第二推进剂，由于使液膜喷注朝向推力室喉部，且采用了切向进液方式，因此能够减少液膜损耗，更充分的发挥液膜的冷却性能；同时燃烧喷注孔朝向推力室头部，并采用了切向进液方式，能够发挥液膜的冷却性能，同时也可与第一推进剂发生反应，从而不仅能够降低液膜占推进剂的比例，并且实现了推力室的全身冷却。
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公开(公告)号：CN119574091A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411835442.8
申请日：2024-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种液滴发生器撒布特性天地一致性模拟试验方法及系统，用于获得真空环境下液滴发生器的撒布特性。可以将地面试验结果等效转换成空间试验结果，解决天地一致性等效测量问题。通过对额定工况下的喷射撒布器工作参数进行缩尺化设计，克服地面试验环境条件限制导致采用额定工况下喷射撒布器进行工作造成液滴厚度偏厚，不符合空间环境真实撒布效果带来的不利影响，实现天地一致性等效测量。通过采用在不同位置处放置数个表面积、材质一样的液滴收集器，测量多个液滴收集器质量的增量，实现液膜厚度均匀性测量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118960619A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411033568.3
申请日：2024-07-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01B11/26
Abstract: 本发明提供了一种喷射孔微小指向偏角精度检测系统及检测方法，用于解决现有垂直度测量方法在对小尺寸直孔进行垂直度检测时，难以识别出0.01以内垂直度对应的喷射孔指向偏角的技术问题。本发明的喷射孔微小指向偏角精度检测系统，通过合理设计介质供应系统、控制与采集系统、高速摄像系统和真空仓系统，使介质在真空环境形成稳定的液滴束进行喷射，同时通过旋转电机的旋转赋予液滴束径向喷射速度，利用旋转撒布原理准确定位喷注盘中心指向位置，将直孔偏角精度引起的喷射范围误差进行放大，进而实现微小指向偏角精度的准确测量，填补了传统测量方法与现代光学测量无法计量的区间检测空白。
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公开(公告)号：CN118338760A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410204090.X
申请日：2024-02-23
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种密封式压电激励装置，涉及压电激励装置技术领域，以解决高压流体容易进入压电激励装置内与压电陶瓷接触，使得压电激励装置无法正常工作的问题。所述密封式压电激励装置包括固定组件、压电陶瓷、激励组件、安装底座和第一密封件，固定组件上设置有腔体；压电陶瓷固定设置于腔体内，压电陶瓷的第一端与固定组件的固定端面固定连接；激励组件与压电陶瓷的第二端抵接，并与固定组件密封连接；安装底座与固定组件固定连接；第一密封件设置于安装底座与固定组件之间。本发明提供的密封式压电激励装置用于防止高压流体泄漏进入压电激励装置内并与压电陶瓷接触，保证压电激励装置在高压流体环境中能够正常工作。
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公开(公告)号：CN115659575A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211018339.5
申请日：2022-08-24
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种燃烧不稳定线性增长率不确定度的量化方法，包括：步骤一，燃烧系统动力学过程模型构建；步骤二，线性增长率识别；步骤三，噪声强度识别；步骤四，不确定度量化。本发明基于线性随机动力学Fokker‑Planck方程，从极限环压力振荡数据中提取噪声强度。利用蒙特卡罗模拟方法数值求解非线性随机微分方程，生成100组以上的从小扰动到有限幅值增长过程时间序列。选取不同时间区间，比较识别结果的平均值和标准差，选择偏差和方差较小的区间作为线性增长阶段。识别各组线性增长阶段的增长率并取平均值和标准差，来量化该工况下的不确定度。
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公开(公告)号：CN113982787B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111413976.8
申请日：2021-11-25
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种气液针栓喷注器的缩尺方法，解决现有对于地面级大推力发动机是直接对全尺寸的针栓喷注器开展试验研究，存在费时费力的问题。该方法包括步骤1)根据推力室所需推力缩小比例数n，确定推力室缩尺件推力缩小至推力室原型件推力的1/n；2)确定气液针栓喷注器缩尺件结构尺寸参数,使其满足：缩尺件端头径向孔孔数为气液针栓喷注器原型件端头径向孔的孔数的1/n，缩尺件端头径向孔孔径与气液针栓喷注器原型件端头径向孔孔径相同，缩尺件端头环缝宽度a1与气液针栓喷注器原型件端头环缝宽度a0相同，缩尺件针栓头直径dh1与气液针栓喷注器原型件的针栓头直径dh0满足以下条件式：其中，n的取值满足条件：dh0＞(n‑1)a0，且N0能够被n整除。
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公开(公告)号：CN112240570B
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202011124063.X
申请日：2020-10-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于3D打印成型的旋流火炬点火器，包括电火花塞杆和火炬点火管以及紫铜密封垫片；火炬点火管包括采用3D打印的方式一体成型的头部管段、身部管段、喉部喷管段以及尾部管段；其主要工作原理是：头部管段内的点火室中进行点火燃烧，在身部管段的二次燃烧室中二次燃烧，在喉部喷管段进行三次掺混燃烧，从而使得点火启动过程平稳、燃烧过程充分，大大提升了点火器燃烧工作的可靠性，并且在头部管段可形成氧化剂旋流对电火花塞杆进行保护，在二次燃烧室形成旋流流场对身部管段形成气膜保护，合理设计与推力室的连接和紧固部件，简化火炬点火器外形结构，实现了火炬点火器小型化设计，降低了工艺复杂性、成本，缩短了制作周期。
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