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公开(公告)号：CN113700960A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111012321.X
申请日：2021-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16L23/20 , F16L23/036 , F16L23/032
Abstract: 本发明提供一种用于液体火箭发动机的非压溃式密封连接法兰，解决现有液体火箭发动机法兰连接密封失效，导致液体火箭发动机试验失败的问题。该非压溃式密封连接法兰包括第一法兰、第二法兰和金属垫片；第一法兰的密封侧设置为向内凹陷的阶梯凹台阶，第二法兰的密封侧设置为向外凸起的阶梯凸台阶，阶梯凹台阶和阶梯凸台阶相配合，并将金属垫片设置在阶梯凹台阶和阶梯凸台阶形成的密封槽内，形成该非压溃式密封连接。本发明非压溃式密封连接法兰通过阶梯平面组合实现密封，在易于装配的同时，还确保了垫片因空间限制不会被压溃，从而节省实验成本与时间。
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公开(公告)号：CN112431688B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202011309971.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种超燃冲压发动机高温纯空气试验系统，该系统包括低压空气供应单元、氧气供应单元、氮气供应单元、高压空气供应单元、天然气供应单元、燃气发生器、蓄热式加热器、循环冷却水供应单元、燃气排放单元、直连试验装置和试验尾气排放单元；通过上述单元配合使用，实现了燃气预加热、增压换热和直连试验运行三个阶段长时间安全可靠的运行。
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公开(公告)号：CN113530718A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202111014877.2
申请日：2021-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机推力室热试用身部模块，解决现有火箭发动机推力室身部设计，难以满足长时间热试试验需求、加工复杂、成本较高的问题。该模块包括主冷却剂入口腔、主冷却剂出口腔、辅冷却剂腔体及依次连接的燃烧室、连接部、喉道；燃烧室包括燃烧室内壳、燃烧室外壳、设在燃烧室外壳和燃烧室内壳间的燃烧室冷却通道；主冷却剂出口腔设在燃烧室外壳前端且与燃烧室冷却通道连通；喉道包括喉道内壳、喉道外壳、设在喉道外壳和喉道内壳间的喉道冷却通道；主冷却剂入口腔设在喉道外壳后端且与喉道冷却通道连通；连接部开设有周向错位设置且不连通的多个辅冷却剂通道和连接通道；辅冷却剂腔体设在连接部外壁且与辅冷却剂通道入口端连通。
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公开(公告)号：CN111120148B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201911312342.6
申请日：2019-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种集成点火和防回火功能的预混推进剂喷注器，解决氧化亚氮基预混推进剂燃烧存在回火的问题。该预混推进剂喷注器包括电火花塞、电火花塞座、集液腔外壳体、多孔材料喷注体、喷注板和推进剂入口导管；电火花塞座和喷注板依次套装在电火花塞底端；多孔材料喷注体嵌套在喷注板顶端的环形凹槽内；喷注板的底端设置有多个直流喷注孔，直流喷注孔的一端与多孔材料喷注体相通，另一端与燃烧室相通；集液腔外壳体套装在电火花塞座外侧，与多孔材料喷注体、喷注板之间形成环状的集液腔；推进剂入口导管设置在集液腔外壳体外侧。推进剂沿推进剂入口导管进入集液腔内，经由多孔材料喷注体和直流喷注孔均匀喷注雾化，并由电火花塞实现点火。
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公开(公告)号：CN112431688A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011309971.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种超燃冲压发动机高温纯空气试验系统，该系统包括低压空气供应单元、氧气供应单元、氮气供应单元、高压空气供应单元、天然气供应单元、燃气发生器、蓄热式加热器、循环冷却水供应单元、燃气排放单元、直连试验装置和试验尾气排放单元；通过上述单元配合使用，实现了燃气预加热、增压换热和直连试验运行三个阶段长时间安全可靠的运行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112326232A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011313729.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M13/003 , G01M3/02
Abstract: 本发明公开了一种超高温高压截止阀考核试验装置及方法，该试验装置通过设计了与实际超高温高压截止阀特性一致的截止阀试验件，配合富氧燃烧器、可调喷管、整流测量管、排气补压喷管、温度测点以及压力测点对截止阀试验件在高温低压工况下、高温高压和高温低压切换工况下以及高温高压工况下进行了考核，有效模拟了高温高压阀截止阀在不同热载荷类型下的抗氧化性能、热防护可靠性、高温高压密封和启闭响应特性。
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公开(公告)号：CN112267957A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202011329449.4
申请日：2020-11-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种实现精确调节的针栓式喷注器，解决现有针栓式喷注器位移调节精度较低，流量控制精度较低的问题。该针栓式喷注器包括电机支撑架、伺服电机、第一传动机构、第二传动机构、针阀、盖板、中心筒和燃烧室；伺服电机的输出轴与第一传动机构连接；第一传动机构与第二传动机构以传动比N/M配合传动；中心筒设置在燃烧室的中心通道内，其上端设置有凹槽，凹槽内设置有内螺纹，中心筒的下端通过端盖封闭；盖板为套管结构，设置在中心筒的上端；针阀包括上柱体和下筒体，上柱体的顶端与第二传动机构连接，下端与穿过盖板内腔与下筒体连接，下筒体设置在中心筒的内腔内，其外壁环形凸台上的外螺纹与凹槽的内螺纹配合连接。
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公开(公告)号：CN111120148A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911312342.6
申请日：2019-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种集成点火和防回火功能的预混推进剂喷注器，解决氧化亚氮基预混推进剂燃烧存在回火的问题。该预混推进剂喷注器包括电火花塞、电火花塞座、集液腔外壳体、多孔材料喷注体、喷注板和推进剂入口导管；电火花塞座和喷注板依次套装在电火花塞底端；多孔材料喷注体嵌套在喷注板顶端的环形凹槽内；喷注板的底端设置有多个直流喷注孔，直流喷注孔的一端与多孔材料喷注体相通，另一端与燃烧室相通；集液腔外壳体套装在电火花塞座外侧，与多孔材料喷注体、喷注板之间形成环状的集液腔；推进剂入口导管设置在集液腔外壳体外侧。推进剂沿推进剂入口导管进入集液腔内，经由多孔材料喷注体和直流喷注孔均匀喷注雾化，并由电火花塞实现点火。
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公开(公告)号：CN108895484A
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201810805227.1
申请日：2018-07-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室，包括头部基体、身部、喷管、气氧系统以及煤油系统，头部基体、身部和喷管从上到下依次固连，形成整体结构，身部内为燃烧室内腔，气氧系统将氧气切向喷入燃烧室内腔，形成外涡流和内涡流的双旋气流结构，煤油系统连接在头部上，将煤油喷入燃烧室内腔与内涡流区域的氧气实现掺混燃烧。本发明将双组元推进剂的混合燃烧过程限制在燃烧室中心区，通过外侧氧气旋流达到壁面冷却和防止积碳的目的。燃烧室头部设计了敞口离心式喷嘴和旋转调节套筒，燃料雾化后，在内涡流区域与氧气实现掺混燃烧，在煤油喷嘴出口附近形成稳定的回流区，保证推进剂的可靠点火和稳定燃烧；燃烧室结构简单、无需冷却、维护性能好、并且成本低。
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公开(公告)号：CN108844063A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810805967.5
申请日：2018-07-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种用于高温纯空气蓄热式加热设备的空气/甲烷燃烧器，其特征在于包括：头部和身部；头部和身部固连在一起，形成空气/甲烷燃烧器整体结构，头部内设置有预混腔，身部内为燃烧室内腔，头部内空气以旋流形式进入预混腔，和预混腔处沿径向喷射的流量可调的甲烷完成掺混形成预混气，在头部和身部连接处形成突扩面回流区，在所述突扩面回流区处进行空气/甲烷预混气的点火，为蓄热式加热设备提供预加热的热源。本发明的头部设计了针栓结构，通过执行器驱动，改变甲烷气喷嘴喷注面积，保证气体介质始终以最佳动量比混合，确保预混气的点火和高效燃烧。
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