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公开(公告)号：CN117123572A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311106744.7
申请日：2023-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B08B9/032
Abstract: 本发明涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除系统，包括氧化剂吹除组件、燃料吹除组件、再生冷却液体火箭发动机。氧化剂吹除组件包括依次连接的氧化剂吹除气源贮箱、吹除气截止阀、氧化剂吹除单向阀、氧化剂吹除接管嘴。燃料吹除组件包括依次连接的燃料吹除气源贮箱、吹除气截止阀、燃料吹除单向阀、燃料吹除接管嘴。还涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除控制方法，包括试车前吹除、试车吹除、试车后吹除的步骤。本发明通过氧化剂吹除单向阀、燃料吹除单向阀压差控制，实现吹除过程自动控制，减少了人为控制误差；通过对氧化剂路和燃料路吹除时差控制，保证发动机身部可重复使用。
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公开(公告)号：CN113656916B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202110967449.5
申请日：2021-08-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17
Abstract: 本发明提供一种常温推进剂燃气发生器低压点火动态模型建立方法，解决现有推进剂燃气发生器燃烧过程所建立的动态模型，单纯采用转化时间模拟转化量，过高估计点火初始阶段反应能力的问题。该方法包括步骤：1)热力组件动态模型中，在推进剂转化率和前增加转化率修正系数α，得到修正后液体燃料、液体氧化剂、燃烧产物燃气质量积累公式；当Kg≥Kg_rate，α＝c1(t‑t1)2+c1(t‑t1)；当Kg
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公开(公告)号：CN115853669A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211394110.1
申请日：2022-11-08
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明公开了一种抑制汽蚀工况中低频燃烧不稳定的方法，包括将喷注器等效成弹簧振子系统，得到喷注器的等效频率f；所述弹簧振子系统包括喷注器的弹簧和由喷注器的运动件等效成的振子；获取燃烧室的燃烧不稳定频率f0；计算燃烧不稳定频率f0和喷注器的等效频率f的差值，并调整喷注器的弹簧或运动件的参数，使所述差值小于预设值，利用包含当前参数的弹簧和运动件的喷注器实现低频燃烧不稳定的抑制。
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公开(公告)号：CN113027635B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202110425405.X
申请日：2021-04-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供一种通过射流自击式膜实现头部冷却的针栓喷注器，解决现有针栓式喷注器冷却方式存在加工复杂、冷却成本高以及只能单次使用的问题。该针栓喷注器包括燃烧室、针阀和中心筒；针阀设置在燃烧室的中心通道内，包括针阀上端盖和针阀下筒体，针阀上端盖设置在燃烧上端盖上方，针阀下筒体包括第一筒体和第二筒体，第二筒体的外壁面与燃烧室中心通道内壁面之间设置有环形的推进剂流道，推进剂流道与燃烧室的进液口连通；中心筒设置在针阀的内腔内，其上端设有敞开的内腔进液口，下端设置有内端盖；内端盖上设置有与中心筒内腔连通，且具有相同长径比的多个撞击孔；中心筒的下端沿其周向设置有多个喷注口。
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公开(公告)号：CN114021253A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111295236.9
申请日：2021-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机系统仿真，主要涉及液体火箭发动机动态特性仿真方法。本发明的目的是解决现有液体火箭发动机的动态特性仿真方法中缺乏能够涵盖各类组件模型传输需求的接口定义方式的技术问题，提供一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法。该方法采用模块化建模思想建模，对不同组件的模型进行切分，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型，采用基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真接口定义，然后通过基于Modelica语言的接口将组件相连，由于接口的定义满足组件间物质和能量传输的需求，从而实现了液体火箭发动机动态特性仿真。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114021252A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111295180.7
申请日：2021-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于液体火箭发动机系统仿真领域，主要涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真模型库架构，其目的是解决现有液体火箭发动机动态仿真模型库搭建中存在因火箭发动机包含组件多，采用工质物性复杂，所需各层次的模型数量庞大，使得系统模型搭建存在较大困难的技术问题。该动态仿真模型库架构秉承Modelica语言模型复用的理念，以介质库、接口库、通用函数库为支撑，组件库逐层展开，以基类形式复用，层次清晰，兼顾通用性和简洁性，以实用、通用、可拓展为原则，通过合理的模型库架构将各类组件模型归集，解决了液体火箭发动机因包含多种组件和介质，导致动态过程仿真需要不同颗粒度不同维度的仿真模型，使得系统模型搭建存在较大困难的问题。
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公开(公告)号：CN112412660B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202011416273.6
申请日：2020-12-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决现有的挤压系统动力性能低、质量重，难以满足深空探测发展使用需求的技术问题，本发明提出了一种挤压和电动泵辅助增压的空间动力系统。本发明通过挤压+电动泵辅助增压的方式，能将轨控氧化剂贮箱和轨控燃料贮箱的箱压降低，通过电动泵增压实现轨控推力室室压达到设定要求，从而达到低贮箱箱压，高推力室室压，且贮箱质量轻的效果。
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公开(公告)号：CN112412660A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011416273.6
申请日：2020-12-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决现有的挤压系统动力性能低、质量重，难以满足深空探测发展使用需求的技术问题，本发明提出了一种挤压和电动泵辅助增压的空间动力系统。本发明通过挤压+电动泵辅助增压的方式，能将轨控氧化剂贮箱和轨控燃料贮箱的箱压降低，通过电动泵增压实现轨控推力室室压达到设定要求，从而达到低贮箱箱压，高推力室室压，且贮箱质量轻的效果。
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公开(公告)号：CN115306587A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210899476.8
申请日：2022-07-28
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汽蚀管稳定套接连接结构，属于液体火箭发动机汽蚀管设计领域；包括变径管路、汽蚀管、螺栓、固定壳体、汽蚀管固定结构、密封垫圈；所述固定壳体设置有轴向水平设置的变径通道；变径管路与变径通道同轴对接；变径管路与固定壳体之间通过螺栓固连；汽蚀管同轴设置在变径管路的内腔中，且汽蚀管伸入固定壳体的变径通道内；汽蚀管通过变径通道的台阶实现轴向限位；密封垫圈套装在汽蚀管轴向伸入固定壳体一端的外壁；汽蚀管固定结构设置在密封垫圈的外壁，实现将汽蚀管与固定壳体固连；本发明的汽蚀管稳定套接结构，不用改变汽蚀管结构，加工与装配操作简单可行，另外通过套接结构与结构优化，解决了总装布局和频率耦合的问题。
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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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