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公开(公告)号：CN110360023A
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201910667747.5
申请日：2019-07-23
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种分体式可调心传力架，置于发动机的每个推力室和机架之间，包括：可调心关节轴承、传力梁及连接梁；两个所述传力梁和两个所述连接梁交替首尾相连形成封闭式结构，发动机传力轴垂直设于两个所述传力梁之间；所述可调心关节轴承套设于发动机传力轴两端，且分别设于两个所述传力梁中，所述可调心关节轴承包括依次套设于发动机传力轴外侧的偏心轴套、偏心轴承内圈及轴承外圈。由此，采用可调心关节轴承与传力梁配合，在发动机装配过程中，通过调整偏心轴套和偏心轴承内圈的相对位置，能够弥补发动机结构的不同轴性，提高发动机承力结构的可靠性；进一步地，具有体积小、装配工艺性好、装配精度高、易于加工制造等优点。
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公开(公告)号：CN110043392A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910252936.6
申请日：2019-03-29
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，冷调试验系统通过在起动箱出口设置双单向阀，在调节器入口处设置单向阀，模拟发动机起动过程中燃料路交接班过程；通过在调节器出口设置两路排放，模拟不同流量状态的切换；通过在流量调节器后设置截止阀，实现流量调节特性试验和雾化特性试验间的功能切换；通过在发生器头部后设置高速摄影观察燃料的雾化特性。本发明可有效模拟发动机起动分系统工作特性，得到明确的吹除流量与雾化特性之间的关系。
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公开(公告)号：CN118499152B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410955553.6
申请日：2024-07-17
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明属于火箭发动机领域，公开了一种集成式氧蒸发器，集成于发动机燃气管路内部；包括内核换热模块和燃气管路内壁换热模块，燃气管路内壁换热模块套设在内核换热模块的外围，二者同轴设置，内核换热模块和燃气管路内壁换热模块之间通过周向均布的多个支撑板换热模块进行固定与连通，各换热模块间具有中空空间，形成燃气通道，氧工质从燃气管路内壁换热模块进入内核换热模块，依次利用内核换热模块、各支撑板换热模块和燃气管路内壁换热模块中的换热通道，实现与燃气通道内燃气的热量交换。本发明能够缩小发动机包络，提高发动机的推质比，降低整体结构质量，同时仍能够满足火箭推进剂贮箱增压所需的换热与流阻要求。
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公开(公告)号：CN118423403A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410377565.5
申请日：2024-03-29
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种适用航天电子设备的无源减振抗冲装置，属于发动机结构载荷环境试验领域；包括上减振模块、2个下减振模块和电子设备；其中，电子设备为水平放置的长方体结构；上减振模块固定安装在电子设备顶部的中间位置；2个下减振模块对称安装在电子设备两个相对侧壁的底部；振动试验时，通过上减振模块和2个下减振模块与外部振动源对接，实现对电子设备进行振动试验，通过上减振模块和2个下减振模块实现对电子设备的减震；本发明提供了一种适用航天电子设备的减振抗冲装置，并提供了一种能在地面试验台上对减振抗冲装置进行考核的试验方法，使减振抗冲装置的减振效果能在地面试验就得到充分的验证，极大地降低了试车的风险。
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公开(公告)号：CN118095019A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410512958.2
申请日：2024-04-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种发动机结构振动疲劳裂纹扩展寿命的计算方法及装置，涉及力学性能测试表征技术领域，以获得可靠的断裂力学参数和裂纹扩展速率曲线，给出准确量化的裂纹扩展寿命，为重复使用发动机寿命评估提供方法指导。所述计算方法包括：获取发动机结构的有限元模型中考核段应力响应的时域随机应力谱；基于时域随机应力谱，对发动机结构的裂纹模型进行有限元分析处理，确定含裂纹结构的断裂力学参数；对按照预设裂纹扩展模式建立的裂纹扩展速率模型进行振动疲劳性能试验，利用参数识别确定裂纹扩展速率模型对应的目标参数值；结合裂纹扩展速率模型对应的参数值以及预设临界裂纹长度值进行裂纹扩展寿命计算，获得目标裂纹扩展寿命。
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公开(公告)号：CN109113896B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN201811007726.2
申请日：2018-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 一种小型插接式化学点火器，由入口膜片阀组件(1)、点火导管(3)、出口膜片阀组件(2)及点火剂加注器(4)组成，点火器由入口膜片阀组件成贮存化学点火剂的密闭容腔，点火剂通过点火剂加注器(4)加入，内部贮存用于发动机燃烧组件初始燃烧的化学点火剂。实现安装拆卸过程直接插拔，安装拆卸方便，采用刻痕膜片(6)满足点火器小型化要求，可作为需具备可重复使用能力的小型液体火箭发动机的点火装置。(1)和出口膜片阀组件(2)与点火导管(3)连接形
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公开(公告)号：CN113567136B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202110796767.X
申请日：2021-07-14
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机结构位姿测量系统，具体涉及一种大推力火箭发动机结构位姿测量系统及补偿方法，其目的是解决现有技术存在未对所用相机自身在冲击、振动条件下的附加位移进行剥离，而大推力火箭发动机试车所产生的环境振动非常强烈，导致识别的关键结构位姿变化偏差较大的技术问题。该系统包括参考标志点、反光标志点、控制采集器和至少两个高速摄影机。该补偿方法通过两台以上高速摄影机，对大推力火箭发动机结构上的反光标志点进行位移解算，获得发动机结构位姿数据，在试车台的对接端设置参考标志点，以获取高速摄影机相对于试车台的振动数据，并利用其对发动机位姿信息进行补偿，以获取被测发动机相对于试车台的位姿变化数据。
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公开(公告)号：CN117195388A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202310957363.3
申请日：2023-08-01
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/15 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及火箭发动机喷管及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题。本发明提供的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力型面设计方法，通过寻找控制压力型面起始点及控制压力型面起始线、控制壁面压力分布、设计壁面单元点及其右行特征线、截取基础喷管段型面来保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使喷管在低空状态下也处于满流状态，避免出现模态转换过程，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。
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公开(公告)号：CN116756844A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310584221.7
申请日：2023-05-23
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02
摘要： 本发明提供了一种评估富氧补燃循环发动机系统起动风险的方法，用于解决现有的发动机系统仿真过程无法对推力室点火时滞带来的风险进行有效评估的技术问题。本发明基于发动机起动前的实际状态，通过发动机推力室的数学模型，得到推力室内燃料积存量随时间变化的关系式，进而得到推力室室压随时间变化的关系，获得发动机系统的起动风险，弥补现有技术的不足。
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公开(公告)号：CN114856865B
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202210494199.2
申请日：2022-05-05
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 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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