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公开(公告)号:CN119106556A
公开(公告)日:2024-12-10
申请号:CN202411201804.8
申请日:2024-08-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F17/18 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及一种脉冲激励下声模态衰减率及其不确定度的识别方法,属于声模态识别技术领域,解决在脉冲激励作用下只能识别燃烧室声模态衰减率,不能获得其不确定度的技术问题,其识别方法包括建立压力数据的回归方程;对声模态参数向量中的每个参数确定先验概率分布;基于贝叶斯统计推断理论,写出后验概率分布;采用马尔科夫链蒙特卡罗方法,求解后验概率分布,识别声模态衰减率和不确定度的步骤。该识别方法用于火箭发动机燃烧稳定性裕度试验评估。
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公开(公告)号:CN111927653B
公开(公告)日:2021-07-20
申请号:CN202010759192.X
申请日:2020-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种用于旋转爆震发动机地面试验的推力测量装置,包括底座,夹持导向机构、燃烧室试验件、传力装置、力学传感器、承力架以及数据采集系统;利用传力装置将燃烧室试验件的推力传递给力学传感器从而通过数据采集系统进行推力测量。整个试验装置采用卧式结构,燃烧室试验件后端通过夹持导向机构进行支撑和导向,并保证燃烧室试验件与传力装置处于同一高度。采用本发明通过地面试验的方式中获得了推力随时间变化的曲线,进而获得发动机的比冲和特征速度等性能参数,为旋转爆震发动机的设计提供了有力的参考指标。
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公开(公告)号:CN119223631A
公开(公告)日:2024-12-31
申请号:CN202411201802.9
申请日:2024-08-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种波形、幅值和持续时间可调的脉冲激励装置及方法,属于脉冲激励产生器技术领域,解决脉冲激励装置波形和持续时间不能调节的技术问题,其脉冲激励装置包括供应系统和激波管,供应系统包括气源、减压阀、第三稳态压力传感器,气源输出的高压气体经过减压阀进入激波管。激波管包括激波管主体、膜片、第一动态压力传感器、第二动态压力传感器,激波管还可以包括活塞、挡板。脉冲激励方法按激波管有活塞和无活塞两种状态,产生脉冲激励,包括脉冲激励波形调节、脉冲激励持续时间调节、脉冲激励幅值调节。该发明用于燃烧室压力较低的情形,燃烧室产生脉冲激励。
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公开(公告)号:CN114427506A
公开(公告)日:2022-05-03
申请号:CN202111592747.7
申请日:2021-12-23
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明具体涉及一种适用于撞击式喷注器高频纵向燃烧室,用于解决燃烧室内激发高频纵向燃烧不稳定现象的问题。该装置包括头部转接段、独立式喷注器、燃烧室筒体和水冷喉部;头部转接段后表面与燃烧室筒体的一端连接;头部转接段前表面与供应管路连接,头部转接段与燃烧室筒体之间设置有独立式喷注器,且独立式喷注器前表面与头部转接段后表面连接;燃烧室筒体的另一端连接有水冷喉部。本发明提供的一种适用于撞击式喷注器的燃烧室,能够可靠激发纵向燃烧不稳定现象。
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公开(公告)号:CN111663969B
公开(公告)日:2022-04-12
申请号:CN202010513299.6
申请日:2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及采用液态燃料的吸气式发动机,特别是涉及一种采用液态燃料的吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。本发明的目的是解决现有技术中存在快速雾化和蒸发难度较大的技术问题,提供一种液态燃料吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。该结构包括发动机外壳体和包括进气锥、隔离段中心体和燃烧室中心体的预混气壳体组件;隔离段中心体通过主支撑杆连接发动机外壳体;进气锥通过前支撑杆连接隔离段中心体,在进气锥和隔离段中心体之间形成环缝形进气通道;燃烧室中心体通过后支撑杆连接隔离段中心体,在燃烧室中心体和隔离段中心体之间形成环缝形喷注通道;进气锥中设置有燃料箱和喷嘴;隔离段中心体内开设有混合室,混合室与所述喷嘴连通。
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公开(公告)号:CN111663969A
公开(公告)日:2020-09-15
申请号:CN202010513299.6
申请日:2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及采用液态燃料的吸气式发动机,特别是涉及一种采用液态燃料的吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。本发明的目的是解决现有技术中存在快速雾化和蒸发难度较大的技术问题,提供一种液态燃料吸气式冲压旋转爆震发动机壳体结构。该结构包括发动机外壳体和包括进气锥、隔离段中心体和燃烧室中心体的预混气壳体组件;隔离段中心体通过主支撑杆连接发动机外壳体;进气锥通过前支撑杆连接隔离段中心体,在进气锥和隔离段中心体之间形成环缝形进气通道;燃烧室中心体通过后支撑杆连接隔离段中心体,在燃烧室中心体和隔离段中心体之间形成环缝形喷注通道;进气锥中设置有燃料箱和喷嘴;隔离段中心体内开设有混合室,混合室与所述喷嘴连通。
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公开(公告)号:CN112780418B
公开(公告)日:2022-04-12
申请号:CN202011435485.9
申请日:2020-12-07
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种微尺度爆震波衰减激波聚焦起爆器,其中,所述起爆器包括:填充头部、微尺度爆震腔、爆震波增强环腔、爆震波衰减环腔、激波聚焦爆震室、爆震波增强环腔座、微尺度爆震腔壁、聚焦凹腔本体、爆震波衰减环腔外壳体、爆震室延伸壳体、互击式燃料喷口和氧化剂喷口、与所述互击式燃料喷口连接的第一填充管路以及与所述氧化剂喷口连接的第二填充管路。本发明公开的微尺度爆震波衰减激波聚焦起爆器,结构简单、使用寿命长。
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公开(公告)号:CN111766058B
公开(公告)日:2021-07-20
申请号:CN202010759239.2
申请日:2020-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明涉及离心喷嘴试验装置,具体涉及一种多间距双气液同轴离心喷嘴试验装置,以解决现有的双气液同轴离心喷嘴试验装置结构复杂、间距单一且更换不便的问题。本发明所采用的技术方案为:一种多间距双气液同轴离心喷嘴试验装置,包括上壳体和下壳体;上壳体顶面上设置有集液腔体、进气直通接头和气路测压接头,开口向下的集液腔体与上壳体之间形成集液室,集液腔体上设置有与其连通的进液直通接头和液路测压接头;集液腔底面的上壳体上设有N个喷嘴安装孔,其中2个喷嘴安装孔安装离心式喷嘴,下壳体顶面开设有的凹槽与上壳体的底面之间形成集气室,进气直通接头和气路测压接头均与集气室连通,凹槽底面开设有与2个喷嘴安装孔对应的出气孔。
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公开(公告)号:CN117030271A
公开(公告)日:2023-11-10
申请号:CN202310706563.1
申请日:2023-06-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种基于简谐喉部的燃烧室压力自振荡实验装置及方法,用于解决现有的喷注器稳定性测试方法测量误差较大、准确性较低的技术问题。本发明的实验装置包括装置本体和设置于装置本体内的弹性组件;装置本体包括出口底盘、安装底盘及连接出口底盘和安装底盘的多个连接杆;弹性组件位于出口底盘和安装底盘之间,多个连接杆均布于弹性组件外的周向;出口底盘上设有通孔;弹性组件包括依次连接的堵盖,至少一个弹簧,以及弹簧底座,其中,堵盖靠近出口底盘的内侧,燃烧室的出口端穿过通孔与堵盖的外侧面接触;弹簧底座与安装底盘连接。
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公开(公告)号:CN112780418A
公开(公告)日:2021-05-11
申请号:CN202011435485.9
申请日:2020-12-07
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种微尺度爆震波衰减激波聚焦起爆器,其中,所述起爆器包括:填充头部、微尺度爆震腔、爆震波增强环腔、爆震波衰减环腔、激波聚焦爆震室、爆震波增强环腔座、微尺度爆震腔壁、聚焦凹腔本体、爆震波衰减环腔外壳体、爆震室延伸壳体、互击式燃料喷口和氧化剂喷口、与所述互击式燃料喷口连接的第一填充管路以及与所述氧化剂喷口连接的第二填充管路。本发明公开的微尺度爆震波衰减激波聚焦起爆器,结构简单、使用寿命长。