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公开(公告)号：CN115726906B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202211454286.1
申请日：2022-11-21
申请人： 中国人民解放军96901部队22分队
摘要： 本发明的实施例提供一种火箭‑机架连接结构的薄层单元有限元模型的构建方法，包括：构建火箭‑机架连接结构的第一有限元模型；基于第一有限元模型，确定火箭‑机架连接结构的第一连接刚度；基于第一连接刚度，构建火箭‑机架连接结构的薄层单元有限元模型；其中，将第一连接刚度作为薄层单元有限元模型的连接刚度。本发明的实施例通过建立薄层单元有限元模型，减小了计算成本，并且针对火箭‑机架连接结构的薄层单元有限元模型给出了一种确定连接刚度的方法。
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公开(公告)号：CN117685134B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202311585699.8
申请日：2023-11-24
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。支撑装置，包括：固定支撑层，适于与地面紧固连接；补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复；安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。通过弹簧组件收缩来补偿引射装置的热伸长，同时在形变过程中令缓冲组件减缓变速度和局部形变幅度，能提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。
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公开(公告)号：CN113864087B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202111273997.4
申请日：2021-10-29
申请人： 中国人民解放军91049部队
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种考核固体火箭发动机喷管效率的方法，通过左右两端的两个形面不同的喷管，同时排出气体，产生了不同大小的推力，使试验装置水平面为基准，一端向上、另一端向下偏移；并用高速摄影装置实时拍摄试验装置两端的位置，得出试验装置的偏移角度，并通过测量试验前后试验装置的重量，以及药柱燃烧过程中，筒体段内的压强，喷管口的压强，计算出两个喷管间的效率差，选择出了效率好的喷管。采用该方法，一次试验可对比考核两种喷管的效率差及性能。
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公开(公告)号：CN112052871B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202010705689.3
申请日：2020-07-21
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F18/2433 , G06F18/214 , G06N20/10 , F02K9/96
摘要： 一种基于支持向量机的火箭发动机健康诊断系统，包括数据输入预处理模块、样本训练模块、数据验证模块；数据输入预处理模块用于对火箭启动过程的原始测量数据进行数据标准化操作，样本训练模块利用处理过后的数据、高斯核函数、超参数进行支持向量机模型的训练，训练结束后，获得训练后的支持向量机模型；数据验证模块采集火箭发动机的实际测试数据，利用训练后支持向量机模型和滑窗方法，判断发动机的工作状态是否正常。
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公开(公告)号：CN117846821A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311687569.5
申请日：2023-12-08
申请人： 西安航天发动机有限公司
摘要： 本发明公开了一种动态化铣装置及操作方法和计算方法，动态化铣装置包括供液装置、增压装置、控制装置和输出装置。所述供液装置包括化铣液贮箱、供液导管、泵、驱动装置和单向阀，所述增压装置包括高压气瓶、增压导管、增压主阀，所述控制装置包括压力表和控制器，所述输出装置包括高压贮箱、输出导管、输出主阀和气蚀管。本发明主要针对实际流阻偏大的液体火箭发动机燃烧组件，通过动态化铣装置降低燃烧组件的流阻，持续稳定输出的化铣液，同时根据试验结果和计算方法，计算目标化铣时间，实现液体火箭发动机燃烧组件的性能修复和流阻的精确控制，提高产品制造的合格率。
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公开(公告)号：CN117803492A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311739354.3
申请日：2023-12-15
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种气体供应装置、挤压式推进系统及液体火箭，气体供应装置包括充气阀、气瓶、气路电爆阀、高压传感器、减压器、安全阀、低压传感器、电爆阀后测试口以及减压阀后测试口，其中：充气阀连接气源和气瓶，控制充气阀向气瓶中充入高压气体；气瓶、气路电爆阀、减压器依次通过管路连接；高压传感器设置在气瓶和气路电爆阀之间的管路上；电爆阀后测试口设置在气路电爆阀和减压器之间的管路上；安全阀、低压传感器、减压阀后测试口接入减压器远离气路电爆阀侧的管路上。本发明具备独立接口，集成度高的优点，有利于实现气体供应装置的批量化装配和测试。
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公开(公告)号：CN117722298A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311689583.9
申请日：2023-12-11
申请人： 宜昌测试技术研究所
摘要： 本发明公开水下六分力试车台点火控制系统及矢量测量推力的方法，试车台架用于安装备测火箭发动机，所述试车台架上安装有力传感器和信号传输模块，所述试车台架还包括动架、定架和六组测力传感器挠性件组合件和保护装置；原位标定系统用于试验前后水下卧式六分力测试台系统的标定和校准；测控系统用于发动机试验时的原位校准控制、发动机点火控制，以及推力、压力、温度传感器输出信号的采集、显示、记录和处理；本发明能够监测水下六分力试车台用于测试水下固体发动机工作时燃烧室压强、矢量推力、结构壳体温度等性能参数，对深水发动机的工作特性进行解释，为深水发动机的设计提供必要的试验依据。
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公开(公告)号：CN117722295A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311809364.X
申请日：2023-12-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机领域，为解决现有液体火箭发动机在地面试验中无法准确、可靠的调节入口压力，以及无法保证地面试验人员安全等问题，提出一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及其控制方法；包括上位机、数字控制模块、压力采集模块和系统增压模块，以及依次连接的发动机入口管路、第一阀门、主管路、第二阀门和贮箱，发动机入口管路与第一阀门之间设置有第一压力测点，主管路上设置有第二压力测点，贮箱上设置有第三压力测点；压力采集模块采集第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力信号，并传输给数字控制模块进行分析处理，上位机根据数字控制模块的分析处理结果控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节。
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公开(公告)号：CN117703635A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311696373.2
申请日：2023-12-11
申请人： 北京航天动力研究所
发明人： 韩长霖 , 孔维鹏 , 田原 , 王晓丽 , 刘倩 , 杨进慧 , 刘红珍 , 张晋博 , 张亚 , 郭洪坤 , 杨婷 , 宫绍天 , 王希杰 , 吴有亮 , 李泳江 , 石珊珊 , 崔壮力
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机用分级起动热试系统及方法，属于液体火箭发动机设计技术领域。该系统不改变点火器起动能量，取消了试车系统中电控调节阀的使用，代之以装有汽蚀管、音速喷嘴或孔板等调节元件和截止阀的并联管路，提高了试验系统的稳定性与可靠性，在使用同款点火器的情况下能够适应不同的试车工况，并联管路的使用减少了泄出起动过程中推进剂的浪费，提高了对于小容量储箱试验台的工作适应性。本发明使发动机能够可靠稳定点火起动，在偏离额定工况的状态下顺利完成热试车。
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公开(公告)号：CN117703634A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311678069.5
申请日：2023-12-07
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种适用于单组元发动机的轻质复合身部及安装方法，避免使用铼铱合金等密度大且昂贵的金属材料，采用内环和外环的双环型催化前床结构，达到身部快响应轻质低成本的目的；身部结构由加热器、催化前床、垫圈、隔板、催化后床、喷管、前床催化剂、后床催化剂组成。轻质复合身部在工作时将环形加热器的正负两极分别与加热电源的正负两极相连，通过加热器预热催化前床，当催化前床达到预定的阈值温度以后，推进剂从头部喷出，进入催化前床进行催化分解产生中间产物放出部分热量，中间产物在进入催化后床继续催化分解燃烧生成气体放出剩余热量，气体经喷管喷出产生推力。
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