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公开(公告)号：CN117213813A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311106743.2
申请日：2023-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及用于火箭发动机可切换流量的液流试验系统及其试验方法；解决现有液流试验方法进行系统节流元件的选取存在试验步骤较多，且偏差较大问题；系统包括入口单元、第一出口单元、第二出口单元、工况转换阀、第一调节元件组、第二调节元件组以及第三调节元件组；入口单元的其中一个出口与工况转换阀的入口连通，工况转换阀的出口通过第三模拟节流元件组与第二出口单元的其中一个入口连通；入口单元的另一个出口通过第一模拟节流元件组与第一出口单元的入口连通，第一出口单元的第一个出口定义为第一出口，第二个出口通过第二模拟节流元件组与第二出口单元的另一个入口连通，第二出口单元的出口定义为第二出口；本发明还提出试验方法。
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公开(公告)号：CN116818337A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310633699.4
申请日：2023-05-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种冷却槽射流动压及均匀性检测方法及装置，用于解决目前没有冷却槽射流动压及均匀性检测方面相关研究的问题。本发明提供的一种冷却槽射流动压及均匀性检测方法为：沿待测冷却槽周向均匀选取多个射流槽；对选取的射流槽的射流动压信号进行测量；对获得的多个射流槽的射流动压信号进行对比分析，若最小动压值大于等于最大动压值的60％，表示射流动压及均匀性满足要求，则完成检测；若最小动压值小于最大动压值的60％，表示射流动压及均匀性不满足要求；本方法有效解决了冷却槽射流动压及均匀性定量评价难题，保证了冷却槽的生产质量。
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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：CN111963340B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202010773472.6
申请日：2020-08-04
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气动增压装置多次起动系统，属于泵压式液体火箭发动机起动系统设计领域；包括2个气动增压装置、增压气源、燃气发生器、2个涡轮泵、2个控制阀和2个向上单向阀；2个气动增压装置分别与增压气源连通；每个气动增压装置分别与1个控制阀一端和1个向上单向阀一端连通；2个控制阀的另一端均与燃气发生器连通；每个向上单向阀的另一端与1个涡轮泵连通；2个涡轮泵均与燃气发生器的排气管路连通；向其中1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给氧化剂；分别向另1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给燃料；本发明气动增压装置多次起动系统具有系统简单，结构质量轻，工作效率高、各次起动工况一致性好、耗气量小的优点。
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公开(公告)号：CN118775102A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957900.9
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机高压燃烧室冷却结构，具体涉及一种内冷却液膜均匀的冷却环结构及其加工方法，解决现有技术中燃烧室内冷却液膜存在铺展不稳定、不均匀、损耗快等品质差的问题，导致燃烧室内壁冷却效果较差、使用寿命较短，难以实现高压燃烧室内壁可靠冷却的技术问题。该冷却环结构，包括冷却环和环盖；冷却环包括基座环、第一连接环、第二连接环与第三连接环；出口环缝及凹槽用于将内环形腔中液体推进剂排出并使其在燃烧室收敛段内壁上旋转形成内冷却液膜。本发明方法能够减少上游主流燃气直接冲击内冷却液膜造成的卷吸破坏，避免内冷却液膜与燃气过早进行化学反应，保护出口环缝处内冷却液膜的连续性，增强了冷却效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117449981A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311337597.4
申请日：2023-10-16
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及泵压变推力火箭发动机燃气发生器宽工况试验装置及方法，用于解决目前泵压式变推力火箭发动机燃气发生器热力参数测量不准确的问题。本发明中燃气发生器的第一输入端与第一贮箱的输出端通过第一管路连接，燃气发生器的第二输入端与第二贮箱的输出端通过第二管路连接；第一断流阀安装在第一管路上；第二断流阀安装在第二管路上；第一管路中的推进剂流量与第二管路中的推进剂流量不相等；流量调节器安装在推进剂流量较小的管路上，且靠近燃气发生器的第一输入端或第二输入端；气蚀管安装在推进剂流量较大的管路上，且靠近燃气发生器的第二输入端或第一输入端。
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公开(公告)号：CN116717400A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310726654.1
申请日：2023-06-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可多次起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有发动机系统均通过配置复杂的起动系统来实现多次起动，并且大都需要借助外来能源的不足之处。该可多次起动的补燃循环发动机系统，采用自身起动方案，无需借助外来能源，并且在原有发动机系统中仅增加流量调节装置，使得发动机系统无需试前准备即可实现多次起动。
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公开(公告)号：CN116696614A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310633792.5
申请日：2023-05-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供了一种耐高温防烧蚀的喷管结构，用于解决传统大尺寸喷管结构冷却性能较差，喷口处经常出现高温烧蚀，甚至造成冷却槽道烧穿开裂引起冷却剂泄露的技术问题。本发明喷管结构的多个冷却槽道包括交错设置的流入槽道和射流槽道；外侧壁包括环形外套和与环形外套同轴连接的喷口环；内侧壁对应喷管结构尾部的一端周向设置有环形凸起，其外侧壁与喷口环的内侧壁密封连接；各流入槽道和各射流槽道对应喷管结构尾部的一端与环形凸起的侧壁之间设置有环形的汇流槽，用于使冷却剂通过流入槽道流至汇流槽，通过汇流槽汇流后流至射流槽道，并通过射流槽道上的射流孔射出，实现喷口的可靠冷却。
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公开(公告)号：CN116480488A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310726656.0
申请日：2023-06-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可自适应起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有补燃循环发动机系统对起动过程中的起动时序要求严格，一旦起动时序不合理，就会导致发动机系统的起动成功率降低的不足之处。该可自适应起动的补燃循环发动机系统，包括燃料启动阀、燃料泵、流量调节器、燃料主阀、推力室、燃气发生器、燃气涡轮、氧化剂泵、氧化剂启动阀及分流组件；本发明可以使发动机系统的起动过程对起动时序具有较强的自适应性，除了发动机入口启动阀时序外，无需其它起动时序即可顺利完成起动过程。
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公开(公告)号：CN118775101A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410964629.1
申请日：2024-07-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明具体涉及一种梯度燃烧燃气发生器，解决现有燃气发生器存在低压点火燃烧建压缓慢，且在有限结构空间中难以组织高效燃烧的技术问题。本发明一种梯度燃烧燃气发生器，包括顶盖、中底、外壳、内底、环形内衬、环形内壁以及多个喷嘴；顶盖与中底之间形成燃料腔；中底和内底之间形成氧化剂腔；中底、内底与多个喷嘴组成喷注器；环形内壁前端与内底连接，后端与环形内衬连接，并且与外部涡轮进口连接，环形内壁沿圆周上设置有喷注孔；内底、环形内衬与环形内壁之间形成二次环形喷注器；内底、环形内壁和外部涡轮前端之间形成燃烧室，燃烧室用于将从燃料腔输入的燃料与氧化剂腔输入的氧化剂充分掺混后燃烧。
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