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公开(公告)号：CN118622520A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410716311.1
申请日：2024-06-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种流量脉动发生系统及调节方法，解决现有脉动发生器不能提供多路脉动，脉动的频率与振幅无法独立反馈，不能通过反馈进行脉动连续调节的问题。本发明为实现多路扰动，设有多条供液管路，多条供液管路与工装相连接，在脉动流量发生器上对应供液管路设置多个引流接头，引流接头通过引流管路与对应的供液管路连接，每个供液管路上均设有电磁流量调节阀，工装上对应于各供液管路设置有脉动压力传感器，并且脉动流量发生器上设置有传感器用来检测扰动频率，幅值控制单元的输入端与各脉动压力传感器电连接，输出端与各电磁流量调节阀电连接，频率控制单元的输入端与传感器的接收端电连接，输出端与电机电连接。
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公开(公告)号：CN115659575A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211018339.5
申请日：2022-08-24
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种燃烧不稳定线性增长率不确定度的量化方法，包括：步骤一，燃烧系统动力学过程模型构建；步骤二，线性增长率识别；步骤三，噪声强度识别；步骤四，不确定度量化。本发明基于线性随机动力学Fokker‑Planck方程，从极限环压力振荡数据中提取噪声强度。利用蒙特卡罗模拟方法数值求解非线性随机微分方程，生成100组以上的从小扰动到有限幅值增长过程时间序列。选取不同时间区间，比较识别结果的平均值和标准差，选择偏差和方差较小的区间作为线性增长阶段。识别各组线性增长阶段的增长率并取平均值和标准差，来量化该工况下的不确定度。
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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：CN112487574A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011332465.9
申请日：2020-11-24
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/10 , G06F119/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种燃烧稳定性裕度评估方法，解决现有方法无法精确获取系统稳定工作时固有模态频率和无稳定性判断准则的问题，该方法包括以下步骤：包括采集燃烧室压力脉动时间序列；计算压力时间序列功率谱；通过参数识别获得功率谱的峰值频率；以峰值频率为中心进行带通滤波；计算滤波后压力时间序列的自相关函数；通过Hilbert变换获得自相关函数的包络；利用指数函数去拟合包络曲线获得衰减系数；基于所述衰减系数对燃烧室内燃烧过程稳定性进行评估。本发明方法能够在燃烧噪声阶段评估燃烧室内燃烧稳定性的裕度，对于评定发动机的工作可靠性和评估改进方案的有效性有指导作用。
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公开(公告)号：CN109404163B
公开(公告)日：2020-08-18
申请号：CN201811527835.7
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及气流测试装置及方法，针对现有皮托管结构尺寸较大，无法对小结构尺寸冷却套进行流场测量的不足，提供一种测量冲压发动机燃烧室气膜冷却套内流速的装置及方法。其中，装置包括测量耙和燃烧室接管嘴；测量耙包括柱状耙芯、静压引管、总压引管、静压接管嘴和总压接管嘴；静压接管嘴和总压接管嘴设置在耙芯顶部；耙芯的外圆周设置定位轴肩；耙芯内设置静压引管安装通孔和总压引管安装通孔；静压引管和总压引管分别穿设在静压引管安装通孔和总压引管安装通孔内，其顶部分别接入静压接管嘴和总压接管嘴；静压引管的下端与耙芯下端端面平齐；总压引管的下端伸出耙芯下端端面并弯折90°，通过外套螺母将测量耙与燃烧室接管嘴固连。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110500201A
公开(公告)日：2019-11-26
申请号：CN201910702701.2
申请日：2019-07-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 一种斜槽式针栓喷注器头部结构，涉及针栓变推力发动机设计领域；包括针栓喷头、中心杆、密封结构、外环盖板、喷注器壳体、n个径向喷嘴接头和轴向喷嘴接头；其中，喷注器壳体为柱状结构；针栓喷头轴向竖直固定设置在喷注器壳体的低端中部；中心杆轴向竖直固定安装在针栓喷头的顶端；密封结构设置在针栓喷头与中心杆的连接处，实现密封；外环盖板为环状结构；外环盖板固定安装在喷注器壳体的低部；n个径向喷嘴接头沿轴向水平均匀设置在喷注器壳体的侧壁处；且n个径向喷嘴接头与喷注器壳体内腔连通；轴向喷嘴接头竖直固定安装在中心杆的顶端；本发明降低了针栓喷注器结构参数的匹配难度，提高了针栓工作可靠性和地面冷热态实验的便捷性。
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公开(公告)号：CN118776897A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957891.3
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种对喷注器特性的评估方法，具体涉及一种喷注器动态响应特性试验评估方法。解决如何表征喷注器的抗扰动能力，为喷注耦合型燃烧不稳定分析提供分析依据的问题，本发明的一种喷注器动态响应特性试验评估方法，利用脉动压力发生器在喷注器前端施加周期性的主动扰动，对喷注器后端雾化场响应幅值进行定量表征，表征参数无量纲化，再分析喷注器后端的雾化响应幅频与相频特性，最后定量衡量喷注器后端雾化场对喷注器前端扰动的响应强度，从而表征喷注器的抗扰动能力，为喷注耦合型燃烧不稳定分析提供分析依据。
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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：CN115795734A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211584948.7
申请日：2022-12-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F17/15 , G06F119/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种补燃发动机推力室混合头部声阻尼特性的计算方法，用于解决现有的混合头部声阻尼计算方法精度低，分析结果与实际情况差异较大的技术问题。首先，根据推力室燃气流道的结构参数，提取燃气流道的几何分块；接着将几何分块导入声学求解器中，得到各几何分块的声学求解域；之后，基于整流栅边界阻抗方程和喷嘴阻抗方程，以及背景平均流的源项方程，计算得到阻抗值及耗散源项；最后，将阻抗值和耗散源项分别施加在各自的计算域中，通过计算即可得到最优的补燃发动机推力室结构。
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公开(公告)号：CN113700561B
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202111123026.1
申请日：2021-09-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供一种支板升降可调型下颌式超声速进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，不满足弹用进气道调节空间小、控制系统简单的问题。该支板升降可调型下颌式超声速进气道包括超声速进气道、升降支板、密封机构和作动机构；超声速进气道的超声速内压缩段内壁面上设置有调节孔；升降支板穿过调节孔，设置在超声速进气道的进气道喉部区域内；作动机构设置在飞行器仪器舱内，其与升降支板连接，带动升降支板能够在进气道喉部区域内移动，实现对进气道喉部流通面积的调节。
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