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公开(公告)号：CN113006969A
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110413221.1
申请日：2021-04-16
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供一种用于深度变推力火箭发动机的气液喷注器，解决现有变喷注面积的喷注器易发生端头烧蚀；采用主动喷射冷却方式导致喷注性能损失的问题。喷注器包括上端盖、内端盖、中心筒、外盖、下端盖和驱动内端盖移动的驱动件；上端盖与中心筒固连；内端盖设在中心筒上且位于上端盖的空腔内，内端盖、上端盖、中心筒形成液体喷注腔；上端盖设有液体推进剂接口；中心筒上端面沿轴向设有圆周均布的多个矩形凹槽，矩形凹槽开口方向不过中心筒的中心；内端盖下端面设有与矩形凹槽配合的凸块；外盖固定套装在中心筒上；下端盖包括套筒和与环形连接板，外盖和套筒之间形成气体喷注腔；套筒与中心筒之间形成气体环缝腔；外盖设有气体推进剂接口。
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公开(公告)号：CN112240719A
公开(公告)日：2021-01-19
申请号：CN202011126078.X
申请日：2020-10-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F28D20/00
Abstract: 本发明公开了一种空心砖蓄热体结构以及蓄热式加热器，该空心砖蓄热体结构包括若干层空心砖单元；每层空心砖单元包括圆柱型空心砖以及环形空心砖；环形空心砖同轴设置在圆柱型空心砖的外部，且圆柱型空心砖的外圆表面与环形空心砖的内环面相接触；环形空心砖由外形、大小、数量均相同的多个第一扇型空心砖以及多个第二扇型空心砖间隔拼接而成；上、下层空心砖通过轴向定位柱连接；圆柱型空心砖中所有第一通孔呈“S”形沿中心轴周期性对称排列，第一扇型空心砖和第二扇型空心砖的所有第二通孔呈“V”形分布。该结构中各个组成部分之间结构稳固性较好，特殊的通孔布局形式有效地防止了空心砖热应力开裂，提高了热稳定性、抗热震性和使用寿命。
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公开(公告)号：CN112240570A
公开(公告)日：2021-01-19
申请号：CN202011124063.X
申请日：2020-10-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于3D打印成型的旋流火炬点火器，包括电火花塞杆和火炬点火管以及紫铜密封垫片；火炬点火管包括采用3D打印的方式一体成型的头部管段、身部管段、喉部喷管段以及尾部管段；其主要工作原理是：头部管段内的点火室中进行点火燃烧，在身部管段的二次燃烧室中二次燃烧，在喉部喷管段进行三次掺混燃烧，从而使得点火启动过程平稳、燃烧过程充分，大大提升了点火器燃烧工作的可靠性，并且在头部管段可形成氧化剂旋流对电火花塞杆进行保护，在二次燃烧室形成旋流流场对身部管段形成气膜保护，合理设计与推力室的连接和紧固部件，简化火炬点火器外形结构，实现了火炬点火器小型化设计，降低了工艺复杂性、成本，缩短了制作周期。
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公开(公告)号：CN114861298B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202210399654.0
申请日：2022-04-15
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及发动机系统可靠性模型的生成方法、系统、存储介质及设备，以解决目前发动机系统架构模型和发动机系统可靠性模型互相分离导致的建模效率低，发动机系统可靠性模型修改困难的技术问题。该方法包括1、加载发动机系统架构模型库和发动机系统可靠性模型库；2、两个模型库之间建立关联；3、填写生成配置；4、生成发动机系统可靠性模型；5、计算发动机系统的可靠性。该系统包括发动机系统架构模型库、发动机系统可靠性模型库、发动机系统架构模型及发动机系统可靠性模型。本发明提高了发动机系统可靠性验证效率，且能根据发动机系统架构模型自动更新成对应的发动机系统可靠性模型。
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公开(公告)号：CN117150942A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202310634994.1
申请日：2023-05-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请公开一种模块化发动机系统瞬态特性建模方法、装置及电子设备，涉及液体火箭发动机技术领域。方法包括：获取通过预设发动机组件划分条件由流容元件和/或流阻元件组成的多个发动机组件；基于流容元件预设求解关系式和/或流阻元件预设求解关系式，分别确定多个所述发动机组件对应的目标参数值；基于预设接口组件连接关系确定对应的组件接口参数值；基于多个所述发动机组件对应的所述目标参数值和所述组件接口参数值，确定所述发动机系统对应的仿真运算参数，流容元件进出口的流量受初始值和求解方法等因素的影响较小，求解过程较为稳定，压力导数不容易出现大幅扰动导致发散，提高以及保证了求解过程的稳定性和可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115982961A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211584170.X
申请日：2022-12-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F111/06
Abstract: 本发明涉及一种发动机系统全流程多目标参数优化的方案选取方法、介质及设备，以解决现有发动机系统方案设计过程中参数优化手段不足，评价指标量化不连续，方案优选过于主观等技术问题。该方法包括：1、构建发动机系统的全流程多目标参数优化计算模型；2、提取发动机系统的基本性能类评价指标、重量类评价指标及成本类评价指标的初始基本参数，输入全流程多目标参数优化计算模型；3、根据设定的阈值，进行参数敏感度分析，分别选出各个评价指标的敏感参数；4、通过全流程多目标参数优化计算模型获得多个发动机系统方案；5、采用正负理想点对多个发动机系统方案的进行比选，获得最佳发动机系统方案。
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公开(公告)号：CN113982787B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111413976.8
申请日：2021-11-25
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种气液针栓喷注器的缩尺方法，解决现有对于地面级大推力发动机是直接对全尺寸的针栓喷注器开展试验研究，存在费时费力的问题。该方法包括步骤1)根据推力室所需推力缩小比例数n，确定推力室缩尺件推力缩小至推力室原型件推力的1/n；2)确定气液针栓喷注器缩尺件结构尺寸参数,使其满足：缩尺件端头径向孔孔数为气液针栓喷注器原型件端头径向孔的孔数的1/n，缩尺件端头径向孔孔径与气液针栓喷注器原型件端头径向孔孔径相同，缩尺件端头环缝宽度a1与气液针栓喷注器原型件端头环缝宽度a0相同，缩尺件针栓头直径dh1与气液针栓喷注器原型件的针栓头直径dh0满足以下条件式：其中，n的取值满足条件：dh0＞(n‑1)a0，且N0能够被n整除。
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公开(公告)号：CN114861299A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210399659.3
申请日：2022-04-15
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种需求与计算模型关联验证方法、系统、存储介质及设备，以解决目前液体火箭发动机系统的方案设计过程中需求模型与各种计算模型之间数据不互通导致的工作量大、易出错及更新不及时的技术问题。该方法包括：1、构建需求模型和多种计算模型；2、将需求模型与计算模型建立关联；3、将需求模型的设计参数更新到计算模型；4、求解计算模型；5、将计算模型的计算结果与需求模型的性能参数进行对比，若满足要求，则结束；若不满足要求，则调整计算模型或需求模型，返回步骤3直至满足要求。该系统包括需求模型模块、计算模型模块、变量关联模块、参数引用模块及需求验证模块。
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公开(公告)号：CN114861298A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210399654.0
申请日：2022-04-15
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及发动机系统可靠性模型的生成方法、系统、存储介质及设备，以解决目前发动机系统架构模型和发动机系统可靠性模型互相分离导致的建模效率低，发动机系统可靠性模型修改困难的技术问题。该方法包括1、加载发动机系统架构模型库和发动机系统可靠性模型库；2、两个模型库之间建立关联；3、填写生成配置；4、生成发动机系统可靠性模型；5、计算发动机系统的可靠性。该系统包括发动机系统架构模型库、发动机系统可靠性模型库、发动机系统架构模型及发动机系统可靠性模型。本发明提高了发动机系统可靠性验证效率，且能根据发动机系统架构模型自动更新成对应的发动机系统可靠性模型。
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公开(公告)号：CN114021251A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111294026.8
申请日：2021-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于Modelica语言的通用离心泵动态仿真模型的建模方法，其目的是解决现有离心泵仿真模型不能进行大范围火箭发动机动态特性仿真的技术问题。该模型采用模块化建模方式，将离心泵动态模型封装于离心泵组件模块中，不同离心泵组件模块之间通过接口传输数据，在方案论证阶段利用泵额定设计参数，通过理论公式拟合动态特性，通过离心泵水力试验获得泵扬程特性和功率特性的静特性曲线，建立泵全动态特性模型，通过离心泵水力试验获得泵扬程特性和效率特性的静特性曲线，建立泵全动态特性模型，针对二级泵无法单独获得效率特性的情况，通过离心泵水力试验获得泵扬程特性，给定额定设计效率，从而建立泵全动态特性模型。
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