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公开(公告)号：CN118912237A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411043209.6
申请日：2024-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及常闭阀，具体涉及一种内置先导式常闭电爆阀，为解决现有常闭电爆阀存在质量和体积较大、容易产生切刀回退导致流道遮挡，以及无法实现双向密封承压的问题。本发明一种内置先导式常闭电爆阀包括壳体、电爆组件、活塞、切刀、第一阀芯以及第二阀芯；活塞和切刀设置在壳体内，切刀包括小端和大端，小端的端部与活塞相抵接，小端的侧壁设置第一凹槽，第一凹槽的底部设置第二凹槽；第一阀芯包括主体部和先导部，主体部靠近内端面设置有第一薄弱部，先导部设置在主体部的内端面上；第一薄弱部和先导部分别设置在切刀的第一凹槽和第二凹槽中，电爆组件仅为切破先导部的薄壁结构和活塞楔紧提供能量。
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公开(公告)号：CN113700560B
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202111121403.8
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题。该半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113700561B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111123026.1
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
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公开(公告)号：CN113700560A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111121403.8
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题。该半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。
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公开(公告)号：CN113323756B
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202110692172.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种宽范围工作的冲压发动机或组合循环发动机，具体涉及双流道分级可调宽范围进气道、发动机及进气调节方法，用于解决现有宽范围工作点冲压发动机和组合循环发动机难以同时兼顾高马赫下性能和低马赫数下起动能力的技术问题。该双流路分级可调宽范围进气道，包括沿气流方向依次位于进气道内侧面的进气道顶压缩面、进气道压缩面和进气道喉部曲面，以及设置在进气道外侧面的唇罩。同时，本发明还提供一种双流道分级可调宽范围进气道发动机，为冲压发动机或组合循环发动机，采用上述双流道分级可调宽范围进气道。同时，本发明又提供一种双流道分级可调宽范围进气调节方法，基于上述双流道分级可调宽范围进气道。
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公开(公告)号：CN113700561A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111123026.1
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
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公开(公告)号：CN113323756A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110692172.X
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种宽范围工作的冲压发动机或组合循环发动机，具体涉及双流道分级可调宽范围进气道、发动机及进气调节方法，用于解决现有宽范围工作点冲压发动机和组合循环发动机难以同时兼顾高马赫下性能和低马赫数下起动能力的技术问题。该双流路分级可调宽范围进气道，包括沿气流方向依次位于进气道内侧面的进气道顶压缩面、进气道压缩面和进气道喉部曲面，以及设置在进气道外侧面的唇罩。同时，本发明还提供一种双流道分级可调宽范围进气道发动机，为冲压发动机或组合循环发动机，采用上述双流道分级可调宽范围进气道。同时，本发明又提供一种双流道分级可调宽范围进气调节方法，基于上述双流道分级可调宽范围进气道。
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