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公开(公告)号：CN118346921A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410456921.2
申请日：2024-04-16
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种基于增材制造技术的集成配气装置，包含集成管路、对外接头、单向阀、电动气阀、堵头、固定支架、安装支板。集成管路将阀门的入口管路、出口管路、固定结构、安装结构集成设计，采用增材制造技术一体成形，既作为介质的流道、又作为集成配气装置的支撑结构。管路和管路之间共用管路或加强筋连接。集成管路对外接口上采用电子束焊接，热影响区小，减少接头的变形。焊接结构凹槽处直接连接内部集成管路，且内部集成管路的成形角度大于45°，减少机加工序。将电动气阀的入口、出口设计在电动气阀的安装面上，使电动气阀沿一个方向安装在集成管路。电动气阀与集成管路采用径向密封结构，对轴向位置的精度要求低，提高安装可靠性。
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公开(公告)号：CN114476715A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202111536308.4
申请日：2021-12-15
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种可重复使用的金属杂质添加装置及方法，解决现有液氧管路添加金属杂质，难以保证添加量的可靠性，存在安全风险和试验参数偏离设计要求的问题。该装置包括壳体、运动组件、密封件、连接件和充气接头；壳体为中空结构；运动组件包括设在壳体内的阀杆、阀杆套和添加环；阀杆包括固连的第一、第二、第三轴段，第二轴段与壳体为间隙配合；阀杆套设在第一轴段和壳体之间；添加环设在第三轴段上，并与壳体为过盈配合，添加环外表面中部设有环形凹槽，并与壳体内表面之间形成存储空间；密封件设在阀杆套和壳体之间；连接件用于固定壳体和被添加件；充气接头设在壳体上，运动组件在外部控制气作用下向下运动，使添加环的环形凹槽伸出壳体。
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公开(公告)号：CN114440099A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202111538952.5
申请日：2021-12-15
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种发动机用控制仪器设备的壁挂式减振固定装置，解决现有直接将控制仪器设备安装在发动机上，影响控制仪器设备正常工作的问题。固定装置包括M型支架、4个减振器和4个连接组件；M型支架包括4个连接耳、下支撑板、设在下支撑板上方的上定位板、设在下支撑板和上定位板间的4个连接梁；4个连接梁依次首尾相连形成M型框架；下支撑板和上定位板上设有连接件；2个连接耳并排设置在下支撑板的底面，另外2个连接耳并排设置在上定位板的后表面，上定位板上的2个连接耳间距小于下支撑板上的2个连接耳间距；4个减振器分别安装在4个连接耳的减振器安装孔内；4个连接组件一端分别设置在4个减振器上，另一端用于与发动机连接。
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公开(公告)号：CN107882639B
公开(公告)日：2019-09-03
申请号：CN201711070506.X
申请日：2017-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02C7/24 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B17/02 , B32B17/06 , B32B27/02 , B32B27/12 , B32B27/34 , B32B5/06 , B32B3/08
Abstract: 本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种隔热罩，目的在于解决现有隔热罩对复杂曲面、开孔部件包裹能力不足以及在低温环境下易有水汽渗入产生积冰的问题。本发明的技术方案是：一种隔热罩，包括多个隔热单元，所述隔热单元包括依次设置的内层、隔热层、防水层和外层，所述内层为玄武岩平纹布，隔热层为玄武岩针刺毡，防水层为玻璃纤维布，外层为玄武岩纤维芳纶混纺；相邻隔热单元的内层与内层、隔热层与隔热层、防水层与防水层以及外层与外层间直接缝合在一起形成罩体。其高温性能和低温性能稳定，在低温环境下水汽较难渗入，不会产生积冰。
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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
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118407858A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410222251.8
申请日：2024-02-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种一体化液体火箭发动机推力传递装置，包括十字梁(包括中心腹板、鸡冠状加强板、对接面)、传力座(包括燃气出入口对接法兰、弯管、圆形锥筒、传力柱)；中心腹板为十字形结构，对接面设置在十字梁的四个端部，位置低于十字梁的最大高度；十字梁靠近每个对接面的梁顶设有鸡冠状加强板；燃气出入口对接法兰之间通过弯管连通，弯管外侧靠近燃气入口对接法兰的顶部壁面设有圆形锥筒；十字梁与传力座之间可拆卸连接，且十字梁与传力座的对接面均为十字形对接面；传力柱从传力座的十字形对接面延伸至燃气出口对接法兰。本发明能够同时实现输送燃气和推力传递功能，缩小发动机的外包络尺寸，简化总装布局，提升发动机的推重比。
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公开(公告)号：CN118961039A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411102273.7
申请日：2024-08-12
Abstract: 本发明公开了一种绝压‑表压一体的多量程压力传感器及其制备方法，属于压力传感器技术领域，该传感器包括压力芯体、低量程表压键合玻璃和高量程绝压键合玻璃，压力芯体包括硅结构，硅结构下部刻蚀有第一凹槽，第一凹槽中设置至少一个中空岛，第一凹槽顶面为低量程表压敏感膜片，最中间的中空岛内区域顶面为高量程绝压敏感膜片，高量程绝压敏感膜片上设置有电阻；最中间的中空岛与高量程绝压键合玻璃键合，形成真空密封的中空腔体，硅结构和低量程表压键合玻璃键合形成与大气相通的常压腔体。本发明解决了现有多量程传感器集成尺寸大、无法同时进行表压和绝压测量的问题，扩展了测量范围又不会损失低量程的灵敏度。
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公开(公告)号：CN118960851A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411102269.0
申请日：2024-08-12
Abstract: 本发明公开了一种双冗余薄膜压力加速度集成式传感器及其制备方法，属于薄膜压力加速度集成式传感器技术领域，该传感器包括两个对接的薄膜压力传感器芯体和压力导通管路，薄膜压力传感器芯体包括压力敏感膜片，压力敏感膜片外表面设置有绝缘层，绝缘层上设置有应变电阻和电极，电极上设置有焊球；压力敏感膜片位于外侧；两个对接的薄膜压力传感器芯体均与压力导通管路固定连接。本发明解决了现有薄膜压力传感器在恶劣环境下，出现损坏以及失效，以及热干扰导致测量精度较差问题，同时解决了传统双冗余传感器体积较大等问题，稳定性能以及使用寿命大大提升，还可实现振动的高灵敏度测量。
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公开(公告)号：CN112555056B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202011400790.4
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种补燃循环液体火箭发动机，具体涉及一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。本发明的目的是解决现有补燃循环液体火箭发动机的研制中存在整机试车前对组件级和分系统级考核与验证时，地面试验条件通常难以满足涡轮泵、燃气发生器、推力调节器和关键阀门等组件的真实工作条件验证和考核要求的技术问题，提供一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。该装置的涡轮泵的主涡轮设置于燃气导管入口处；燃气导管的入口与燃气发生器的出口连接；工艺喷管用于替代发动机的推力室，包括沿轴向固连在一起的喉部段和喷射段，喉部段入口与燃气导管的出口固连。
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公开(公告)号：CN108661823A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810398616.7
申请日：2018-04-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/56
Abstract: 本发明公开了液体火箭发动机推力及混合比调节用多余度机电伺服系统，包括三余度伺服控制器、双余度伺服驱动器、双绕组机电作动器、三余度位置传感器、推力调节器及混合比调节器。发动机推力及混合比调节指令及三余度位置传感器位置反馈信号输入至三余度伺服控制器，三余度伺服控制器输出推力及混合比调节PWM波控制信号至双余度伺服驱动器，双余度伺服驱动器输出三相变频变幅正弦波电流驱动双绕组机电作动器带动推力调节器及混合比调节器运动，实现发动机推力及混合比调节。该伺服系统系统简单、控制特性优，具备“控制两度故障工作，驱动一度故障工作”能力，显著提升液体火箭发动机推力及混合比调节可靠性和使用维护性。
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