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公开(公告)号：CN116816551A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310924309.9
申请日：2023-07-26
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及火箭发动机喷管，具体涉及一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了采用固定面积比的轴对称喷管在欠膨胀状态下会产生额外的性能损失，而采用大面积比喷管存在结构干涉，从而限制火箭综合性能提高的技术问题。本发明在原有的并联喷管的基础上，对外侧喷管进行了半延伸设计，从而达到增大外侧喷管面积比、提高火箭综合性能的目的，增大了火箭的有效迎风面积，能够在发动机摇摆时提供额外的侧向力矩，更有利于火箭飞行控制，并且具有结构简单、无作动机构、可靠性高等优点。半延伸喷管的型面采用特征线法设计，壁面冷却方案采用烧蚀冷却与辐射冷却相结合，与传统钟形喷管技术兼容性高，可实现性更强。
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公开(公告)号：CN109736971B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201811527024.7
申请日：2018-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种电动泵压式液体火箭发动机，包括：氧化剂主阀、氧化剂泵、氧泵电机、多次点火装置、推力室、燃料主阀、燃料泵、燃料泵电机、燃料泵控制器、氧化剂泵控制器和电源；其中，所述推力室分别与所述氧化剂主阀、所述燃料主阀连接；所述氧化剂主阀与所述氧化剂泵的出口连接；所述燃料主阀与所述燃料泵的出口连接；所述氧化剂泵与所述氧化剂泵电机同轴连接；所述燃料泵电机与所述燃料泵同轴连接；所述氧泵电机与所述氧泵电机控制器通过三相电缆连接，燃料泵电机与燃料泵电机控制器通过三相电缆连接；所述电源分别与氧泵电机控制器和燃料泵电机控制器电缆连接。本发明在生产制造难度降低同时提了高靠性。
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公开(公告)号：CN112682220A
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN202011595057.2
申请日：2020-12-29
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/58
摘要： 本发明提供了一种适用于姿轨控动力系统的隔离控制装置，包括产气装置、贮气壳体、毛细导管和气爆阀。姿轨控动力系统贮存期间，气爆阀处于关闭状态，起隔离作用；当姿轨控动力系统准备工作，需要解除隔离时，产气装置点火产生燃气，贮气壳体将产生的燃气均压，通过毛细导管输送到各个气爆阀处，切破气爆阀，解除隔离。其中贮气壳体设计一定的容积，既起着降低产气装置产气压力峰作用，同时又起着保证个别气爆阀先打开后，压力不会过低影响其它气爆阀打开的作用；毛细导管采用外径较小的不锈钢无缝管或钛毛细管，既具有较好柔韧性便于在姿轨控动力系统中排布，又具有较小的重量和较强的承压能力。
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公开(公告)号：CN108180087A
公开(公告)日：2018-06-19
申请号：CN201711462579.3
申请日：2017-12-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种承高压的泵后燃料摇摆装置，包括传力环叉、常平环、S型增强波纹管和导流筒；两个传力环叉分别连接在S型增强波纹管的进口端和出口端，传力环叉包括传力环和对称连接在传力环两侧的两个传力臂；常平环为环状结构，径向均布有安装孔；销轴与传力臂固定连接，关节轴承安装在常平环的安装孔内，常平环与销轴通过关节轴承铰接，使传力环叉相对常平环转动；传力环与S型增强波纹管固定连接；S型增强波纹管置于常平环内；用于梳理流场方向的导流筒与进口端传力环叉固定连接，置于S型增强波纹管内。本发明提供的承高压燃料摇摆装置可以适应液体火箭发动机高压燃料路双向摇摆要求，在输运高压介质的同时保证发动机摇摆过程中良好的位移补偿能力。
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公开(公告)号：CN105387244A
公开(公告)日：2016-03-09
申请号：CN201510920744.X
申请日：2015-12-10
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F16K11/044 , F16K31/06
CPC分类号： F16K31/0675 , F16K11/044
摘要： 一种单线圈小型化自卸荷式双组元电磁阀结构，由基体(集成阀体)、阀芯、弹簧、线圈、垫片、隔磁垫、橡胶O形圈等组成。发明的电磁阀用于控制发动机的启动及关机控制。通过对两路推进剂密封位置的优化匹配设计，通过同轴阀芯利用两路推进剂在阀芯上介质力方向的互异实现自卸荷，能够大幅减小介质力带来的负载力，有利于降低电磁铁的驱动负载，利于实现阀门的快响应设计。由于双路阀芯与卸荷结构的高度集成以及单线圈驱动双路供应，可大幅提高双组元控制阀的小型化程度。自卸荷的结构也使得阀门的压力适应能力大幅提升，基于该原理的阀门其高压适应性改进也将变得十分简单，只需将弹簧力与工作压力相匹配即可适应新的压力工况。
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公开(公告)号：CN117052563A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311124590.4
申请日：2023-09-01
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于缩短喷注器的生产周期，提升喷注器的结构强度。喷注器包括壳体、中底和多个第一喷嘴，壳体上设置有盖板和内底，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴具有相对设置的第三端和第四端，第三端位于靠近第一端位置处，第四端穿过中底后连接于内底，且第一喷嘴与中底一体成形。第一喷嘴内开设有沿着第一喷嘴的轴线方向延伸的第三容纳腔，第三容纳腔贯穿第四端。第一喷嘴上开设有第一流道，第一流道的两端分别与第一容纳腔和第三容纳腔连通。第一喷嘴上还开设有第二流道，第二流道自第四端向第三端的方向延伸。第一喷嘴上还开设有第三流道，第三流道的两端分别连通第二流道和第二容纳腔。
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公开(公告)号：CN116906214A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310634995.6
申请日：2023-05-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于减少与喷注器接触的高温燃气量，提升对于喷注器的冷却效果。喷注器包括壳体、隔离板、第一喷嘴和第二喷嘴，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴包括内喷嘴和外喷嘴，内喷嘴的第三端为封闭端，第四端密封穿过隔离板后连接于面板，内喷嘴与燃烧室连通。内喷嘴上开设有第一流道，第一流道与第一容纳腔连通。外喷嘴套设于第四端外，外喷嘴上开设有第二流道，外喷嘴的内壁与内喷嘴的外壁之间形成第三流道，第二流道与第二容纳腔和第三流道连通。第二喷嘴内设置有第四流道，第四流道沿第二喷嘴的轴线方向螺旋延伸，第二喷嘴用于喷注第二推进剂至燃烧室，并形成液锥膜。
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公开(公告)号：CN108180087B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201711462579.3
申请日：2017-12-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种承高压的泵后燃料摇摆装置，包括传力环叉、常平环、S型增强波纹管和导流筒；两个传力环叉分别连接在S型增强波纹管的进口端和出口端，传力环叉包括传力环和对称连接在传力环两侧的两个传力臂；常平环为环状结构，径向均布有安装孔；销轴与传力臂固定连接，关节轴承安装在常平环的安装孔内，常平环与销轴通过关节轴承铰接，使传力环叉相对常平环转动；传力环与S型增强波纹管固定连接；S型增强波纹管置于常平环内；用于梳理流场方向的导流筒与进口端传力环叉固定连接，置于S型增强波纹管内。本发明提供的承高压燃料摇摆装置可以适应液体火箭发动机高压燃料路双向摇摆要求，在输运高压介质的同时保证发动机摇摆过程中良好的位移补偿能力。
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公开(公告)号：CN105653799A
公开(公告)日：2016-06-08
申请号：CN201511025592.3
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5018 , G06F17/5086
摘要： 本发明公开了一种金属隔膜贮箱一体化设计方法：包括1)方案设计：对贮箱大致定型，按照经验公式计算得出贮箱产品主要结构特征参数；2)隔膜设计：3)金属隔膜仿真及4)壳体设计。其中步骤3)是利用步骤2)中确定的结构参数进行金属隔膜的有限元模型创建，并在有限元模型中添加材料属性、设置边界条件和约束条件形成金属隔膜模型；对金属隔膜模型进行仿真并返回输出仿真结果；步骤4)的壳体设计是在隔膜设计的基础上进行壳体设计，设计方法与隔膜设计相似。本发明对贮箱进行了一体化设计，有效提高产品的合格率和设计效率；保证了各结构之间的协调性。在仿真时，外壳建模是在隔膜模型基础上进行，保证了设计参数的匹配性。
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公开(公告)号：CN105426643A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201511025684.1
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5086
摘要： 本发明公开了一种基于模型的挤压式双组元液体动力系统调整计算方法，包括以下步骤：液体动力系统模型设计分解；基于Model ica语言的动力系统模型实现，构建组件模型进出口流量方程、进出口压差方程、压差与流量约束方程；基于动力系统模型的调整计算方法，定义了系统总压降(Δptotal)与各元件压降(Δpi)之间的关系，即Δptotal＝∑Δpi。通过基于Model ica语言开发的一套通用挤压式双组元液体动力系统调整计算模型，已完成三个典型挤压式双组元液体动力系统的调整计算，较过去的调整计算方法，该方法的采用明显提高了调整计算的建模速度，很好的满足了型号研制的需求。
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