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公开(公告)号：CN112576414B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202011400954.3
申请日：2020-12-02
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，具体涉及一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。本发明的目的是解决现有技术难以准确获得液体火箭发动机推力室充填特性的技术问题，提供一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。该装置可对推力室多个供应通路进行单独或共同考核，系统简单，易于实现，能够准确获得液体火箭发动机推力室充填特性。推力室等部分组件选用液体火箭发动机真实产品，能够真实反映液体火箭发动机充填过程的工作情况。推力室点火路充填试验采用起动箱挤压供应，起动箱出口设置点火导管模拟管段，模拟发动机起动过程挤压供应点火剂的工作过程。可利用单台推力室产品模拟具有多个推力室的发动机充填过程。
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公开(公告)号：CN109736971B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201811527024.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种电动泵压式液体火箭发动机，包括：氧化剂主阀、氧化剂泵、氧泵电机、多次点火装置、推力室、燃料主阀、燃料泵、燃料泵电机、燃料泵控制器、氧化剂泵控制器和电源；其中，所述推力室分别与所述氧化剂主阀、所述燃料主阀连接；所述氧化剂主阀与所述氧化剂泵的出口连接；所述燃料主阀与所述燃料泵的出口连接；所述氧化剂泵与所述氧化剂泵电机同轴连接；所述燃料泵电机与所述燃料泵同轴连接；所述氧泵电机与所述氧泵电机控制器通过三相电缆连接，燃料泵电机与燃料泵电机控制器通过三相电缆连接；所述电源分别与氧泵电机控制器和燃料泵电机控制器电缆连接。本发明在生产制造难度降低同时提了高靠性。
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公开(公告)号：CN112628017A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011504546.2
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决全流量补燃循环发动机推力室压力高带来的冷却套高承压与换热需求无法满足的技术问题，本发明提供了一种全流量补燃循环发动机推力室冷却套承压流路优化方法，首先将燃料涡轮泵中的泵设计为由一级泵和二级泵构成的两级级联式；然后将一级泵的出口分为两路，其中一路出口连接推力室收扩段冷却套的入口，另一路出口连接二级泵的入口，将二级泵的出口连接推力室扩张段冷却套入口，将推力室收扩段冷却套的出口引至发动机较低压力的位置，将推力室扩张段冷却套出口引至燃气发生器；最后，将进入推力室收扩段冷却套的介质流量Q1设置为总流量Q的20‑40％，将推力室扩张段冷却套的介质流量Q2设置为Q‑Q1。
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公开(公告)号：CN116950807A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202310859455.8
申请日：2023-07-13
Abstract: 本发明公开一种流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统和方法，涉及火箭发动机起动控制及流量调节器动态特性技术领域，以解决现有试验无法获得精准的流量调节器转级过程中的频率特性的问题。流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统包括：激励装置、流量调节器、第一控制器、第二控制器以及测控系统；测控系统根据各控制器的延迟特性同时向两路控制器发送启动指令；使流量调节器动态转级的同时激励器按照预设频率扫频；以模拟流量调节器转级过程中受到的外界频率扰动；根据试验数据确定流量调节器转级过程中的频率特性。本发明提供的流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统用于对流量调节器受到上/下游组件扰动情况进行模拟试验。
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公开(公告)号：CN116718834A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310649813.2
申请日：2023-06-02
IPC: G01R23/02
Abstract: 本发明公开一种发动机组件频率特性分析方法、装置、设备及介质，涉及火箭发动机测试技术领域，以解决现有频率特性分析方法准确率低且耗费时间的问题。一种发动机组件频率特性分析方法，包括：获取动态特性试验中的激振器参数和测点处的压力时域信号；根据扫频速率与预设速率阈值的比较结果，选择对应的变换方法对压力时域信号进行变换得到三维时频色谱图；对三维时频色谱图进行斜切处理，得到目标三维时频色谱图；根据目标三维时频色谱图生成各测点对应的幅频曲线；根据各测点对应的幅频曲线确定发动机组件频率特性。本发明提供的发动机组件频率特性分析方法用于提高发动机组件频率特性分析的准确性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112555056B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202011400790.4
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种补燃循环液体火箭发动机，具体涉及一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。本发明的目的是解决现有补燃循环液体火箭发动机的研制中存在整机试车前对组件级和分系统级考核与验证时，地面试验条件通常难以满足涡轮泵、燃气发生器、推力调节器和关键阀门等组件的真实工作条件验证和考核要求的技术问题，提供一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。该装置的涡轮泵的主涡轮设置于燃气导管入口处；燃气导管的入口与燃气发生器的出口连接；工艺喷管用于替代发动机的推力室，包括沿轴向固连在一起的喉部段和喷射段，喉部段入口与燃气导管的出口固连。
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公开(公告)号：CN112628017B
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202011504546.2
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决全流量补燃循环发动机推力室压力高带来的冷却套高承压与换热需求无法满足的技术问题，本发明提供了一种全流量补燃循环发动机推力室冷却套承压流路优化方法，首先将燃料涡轮泵中的泵设计为由一级泵和二级泵构成的两级级联式；然后将一级泵的出口分为两路，其中一路出口连接推力室收扩段冷却套的入口，另一路出口连接二级泵的入口，将二级泵的出口连接推力室扩张段冷却套入口，将推力室收扩段冷却套的出口引至发动机较低压力的位置，将推力室扩张段冷却套出口引至燃气发生器；最后，将进入推力室收扩段冷却套的介质流量Q1设置为总流量Q的20‑40％，将推力室扩张段冷却套的介质流量Q2设置为Q‑Q1。
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公开(公告)号：CN112628018A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011504613.0
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法，以解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，不能实现发动机重复使用的问题。该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统，起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。
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公开(公告)号：CN112576414A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011400954.3
申请日：2020-12-02
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，具体涉及一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。本发明的目的是解决现有技术难以准确获得液体火箭发动机推力室充填特性的技术问题，提供一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。该装置可对推力室多个供应通路进行单独或共同考核，系统简单，易于实现，能够准确获得液体火箭发动机推力室充填特性。推力室等部分组件选用液体火箭发动机真实产品，能够真实反映液体火箭发动机充填过程的工作情况。推力室点火路充填试验采用起动箱挤压供应，起动箱出口设置点火导管模拟管段，模拟发动机起动过程挤压供应点火剂的工作过程。可利用单台推力室产品模拟具有多个推力室的发动机充填过程。
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公开(公告)号：CN109736953B
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201811527846.5
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种气体驱动预压涡轮的多次起动液氧煤油发动机，为了解决富氧补燃循环液氧煤油发动机不具备低入口压力条件下起动的能力，并且不能多次起动的问题，本发明的液氧煤油发动机包括燃气系统、液氧系统、燃料供应系统、点火剂供应系统及起动系统，其中的点火剂供应系统包括点火剂起动箱、点火剂供应阀、第三单向阀、发生器燃料阀及第四单向阀，其中的发生器燃料阀为两位三通阀，包括入口、出口A和出口B；起动系统包括高压气体供应装置、高压气体单向阀、氧预压泵、氧预压涡轮、切换阀、液氧单向阀及掺混器；本发明的液氧煤油发动机的点火剂起动箱相对独立，可多次为燃气发生器和推力室提供点火剂，使得发动机具备多次起动能力。
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