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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114856865A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210494199.2
申请日：2022-05-05
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试车膜盒式端面密封故障监测方法，首先在液体火箭发动机隔离腔吹除入口处设置压力测点和温度测点，在燃料侧排放口设置压力测点和温度测点，在氧化剂侧排放口设置压力测点和温度测点；然后设置监测参数阈值，实时采集各测点参数，当其超过对应的阈值时，判断其发生端面密封故障。本发明同时还能计算端面密封泄漏量。
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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：CN112610363A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011509909.1
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决由于全流量补燃循环发动机富氧半系统热试组件无法配置用于为富氧燃气发生器供应燃料的燃料泵，以至于无法开展富氧半系统热试的技术问题，本发明提供了一种全流量补燃循环发动机富氧半系统热试装置及热试方法。本发明由试验台给富氧半系统热试装置中的富氧燃气发生器供应低压氧化剂和高压燃料，使用较简单的系统配置方案即可实现全流量补燃循环发动机富氧半系统热试。
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公开(公告)号：CN110410233B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201910667733.3
申请日：2019-07-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及一种多组元封装式点火器。解决了现有低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰的问题。该点火器包括点火管、隔离阀以及加注器；点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。
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