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公开(公告)号：CN119042040A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411211948.1
申请日：2024-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种全流量补燃推力室喷注器结构及发汗冷却方法，通过富氧燃气腔、燃料入口孔、富燃燃气腔、喷注器发汗面板、喷嘴组、燃烧室、发汗冷却通道的喷注器结构，于发动机流路中，直接从富燃涡轮后引入富燃燃气作为喷注器发汗冷却介质，以富燃燃气腔作为发汗腔体，采用3D打印方法制造多孔喷注器面板，根据不同位置热环境情况，对多孔基体局部渗透特性进行差异化设计，设计发汗冷却通道，通过富燃燃气的分路渗入及传输实现燃烧室壁面的发汗冷却。
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公开(公告)号：CN118499152B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410955553.6
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明属于火箭发动机领域，公开了一种集成式氧蒸发器，集成于发动机燃气管路内部；包括内核换热模块和燃气管路内壁换热模块，燃气管路内壁换热模块套设在内核换热模块的外围，二者同轴设置，内核换热模块和燃气管路内壁换热模块之间通过周向均布的多个支撑板换热模块进行固定与连通，各换热模块间具有中空空间，形成燃气通道，氧工质从燃气管路内壁换热模块进入内核换热模块，依次利用内核换热模块、各支撑板换热模块和燃气管路内壁换热模块中的换热通道，实现与燃气通道内燃气的热量交换。本发明能够缩小发动机包络，提高发动机的推质比，降低整体结构质量，同时仍能够满足火箭推进剂贮箱增压所需的换热与流阻要求。
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公开(公告)号：CN117874438A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410286323.5
申请日：2024-03-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种燃烧时滞模型的修正方法及修正装置，涉及发动机技术领域，以解决当前发动机系统仿真中燃烧时滞参数不准确的问题，从而提高仿真模型的计算结果准确性和可靠性。所述修正方法包括：基于转换修正系数变量，确定目标液体燃料质量积累函数、目标液体氧化剂质量积累函数以及目标燃气质量积累函数；结合推进剂组元混合比函数以及燃烧产物的RT值函数，确定燃烧组件中的燃烧室对应的目标压力函数；确定目标压力函数对应的仿真偏差函数；通过参数搜索算法对转换修正系数变量进行参数辨识，当仿真偏差函数满足预设条件时，确定仿真偏差函数对应的当前转换修正系数值为目标转换修正系数值；将目标转换修正系数值赋值至转换修正系数变量。
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公开(公告)号：CN117869126A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410275355.5
申请日：2024-03-12
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，涉及火箭发动机技术领域，以解决传统的燃烧室内燃料的不能充分点燃的问题。所述火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括点火剂喷嘴和集液环，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的壁面和点火喷嘴的外壁密封固定连接；集液环与燃烧室的壁面外侧固定连接，集液环内设置有环形腔，每个点火喷嘴均与环形腔连通，环形腔用于与点火剂供应管路连通。本发明提供的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构用于实现液体火箭发动机稳定地点火，保证燃料充分点燃，并使发动机推力室结构的简单紧凑。
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公开(公告)号：CN116577111A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310857233.2
申请日：2023-07-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种试验件动态特性试验系统和方法，涉及火箭发动机技术领域，以解决目前对流量调节器的试验仅是静态特性的研究，缺少动态特性试验，无法减少或避免流量调节器影响发动机系统稳定性的问题。该试验件动态特性试验系统包括：连通的激励路和试验路。试验路包括依次连通的声学闭端装置、试验件、模拟燃气发生器喷注器节流圈、第一节流圈和试验路阀门。激励路包括依次连通的激励路节流圈、激励路阀门和脉动发生器，激励路位于声学闭端装置和试验路阀门之间。多个采集件分别设置于试验件的两侧和激励路节流圈的两侧，采集件用于采集试验过程中试验件的两侧和激励路节流圈的两侧的测点信息，以根据测点信息确定试验件的幅频特性和相频特性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113806860A
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202111014924.3
申请日：2021-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
Abstract: 本发明涉及一种基于仿真的故障特征提取系统、方法、存储介质及设备，以解决目前发动机故障诊断依赖于大量的故障数据，实时性相对不足，且难以满足故障发展动态检测和诊断的问题。该系统包括发动机系统仿真模型生成模块、提取条件设置模块、模型仿真求解模块、仿真后结果处理模块、特征提取模块和故障特征库。该方法包括：1、获取发动机系统正常仿真模型和故障仿真模型并仿真求解；2、进行仿真中实时数据或仿真后结果数据提取；3、对步骤2中的提取的数据进行动态特征数据提取或稳态特征数据提取；4、对步骤3中提取的数据进行处理得动态特征提取结果和稳态特征提取结果；5、对提取结果处理并存储。
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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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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：CN118997951A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411137302.3
申请日：2024-08-19
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明涉及一种铣槽式内冷却环带结构，包括外壁、内壁，外壁带有独立的集液环，集液环中设有环带入口管，内壁设有分为两个支路的冷却铣槽，外壁与内壁钎焊连接，在内冷却环带结构的上下游分别加工第一环带出口和第二环带出口，第一环带出口和第二环带出口贯穿内壁并延伸至外壁；推力室工作时，冷却液从外壁的环带入口管供入，经内壁的“人”字形冷却铣槽左右分流，形成两条内冷却环带，沿第一环带出口和第二环带出口旋转喷出，紧贴内壁的内表面形成冷却液膜，对第一环带出口和第二环带出口的下游内壁进行保护。本发明能增长液膜的有效保护长度，精确调整内冷却剂的流量，满足高压、高温推力室内壁热防护应用需求。
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公开(公告)号：CN118934344A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202410909490.0
申请日：2024-07-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种燃烧室室压测量结构、燃烧室室压测量方法和燃烧室，涉及燃烧室室压测量技术领域，用于克服现有技术中存在的燃烧室室压测量结构复杂、压力信息损失大和结构可靠性偏低等问题。燃烧室室压测量结构包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、引压管、接管嘴和压力传感器，接管嘴的腔体与引压管连通，燃烧室外壁上的冷却孔与冷却通道连通和接管嘴连通。压力传感器用于检测接管嘴的腔体内的压力。燃烧室室压测量方法包括获取冷却孔的直径#imgabs0#、引压管的内径#imgabs1#以及冷却剂在冷却孔的与冷却通道连通的一端的压力值和冷却剂在引压管与燃烧室腔体连通的一端的压力值之间的差值#imgabs2#；获取接管嘴的腔体内的实测压力值#imgabs3#；根据#imgabs4#、#imgabs5#和#imgabs6#修正实测压力值#imgabs7#，得到燃烧室室压P。
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公开(公告)号：CN118148793B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410398143.6
申请日：2024-04-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开一种RBCC发动机遥测信号的还原方法、装置、设备及介质，以在遥测信号出现削波现象的情况下，对遥测信号进行还原。遥测信号的还原方法，包括：获取针对RBCC发动机采集的遥测信号，并确定遥测信号的第一无效数据比以及遥测信号的第一削波幅值；其中，第一削波幅值为采集所述遥测信号的遥测系统量程；基于第二削波幅值，对遥测信号进行削波处理，确定削波处理后的遥测信号的第二无效数据比；其中，第二削波幅值小于第一削波幅值；至少根据第一削波幅值、第一无效数据比、第二削波幅值以及第二无效数据比，构建遥测信号的时域和/或频域还原曲线；根据遥测信号的时域和/或频域还原曲线，对遥测信号进行时域和/或频域还原。
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