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公开(公告)号：CN114687889B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202210272565.X
申请日：2022-03-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。
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公开(公告)号：CN112780451B
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202110104373.3
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，其主要步骤包括：1、获取发动机冷流试验和发动机热试车时氧化剂路喷嘴以及燃料路喷嘴的压降差异规律；2、第一次冷流试验标定，初步确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；3、热试车标定，确定热试车的压降偏差；4、第二次冷流试验标定，最终确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸，从而实现氧化剂路和燃料路混合比的精确调整。本发明通过一次热试车标定和前后两次冷流试验标定，有效地解决喷注结构受热变形引起较大喷注压降变化对发动机混合比调整精度的影响，提高了发动机混合比控制精度，特别适用于混合比精度要求高、且可以进行性能标定试车的液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN112780450B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110104369.7
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。在发动机受限空间点火激波环境适应性验证时，液体火箭发动机处于单机热试车的试验状态，在发动机喷管下游按照受限空间边界条件设置挡板，模拟发动机受限空间点火工作环境，达到模拟受限空间点火时间后，关闭发动机完成验证，或者撤除、移动挡板，使发动机脱离受限空间后继续进行经历激波环境后的发动机正常点火验证。激波在喷管内实际驻留时间通过推力参数进行判定。克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了精确依据。
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公开(公告)号：CN112780444A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202110103058.9
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/54
摘要： 本发明涉及一种常温推进剂针栓式发动机防窜腔关机处理方法，以解决现有技术中存在的针栓式发动机关机后出现推进剂窜腔、爆燃现象的问题。该方法包括：1)在针栓式发动机阀门关闭后，按照起动时序要求，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行首次吹除，待喷管出口火焰消失后首次吹除停止；起动时序要求为中心路通道的吹除起动时序领先于环腔路通道的吹除起动时序；2)首次吹除结束后，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行断续吹除，直至喷管出口无烟后断续吹除停止，关机处理结束；断续吹除过程中，中心路通道和环腔路通道每次吹除起动时序与步骤1)相同，每次吹除时间小于等于首次吹除时间，吹除间隔时间为1‑2s。
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公开(公告)号：CN117128108A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311111475.3
申请日：2023-08-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种挤压式液体火箭发动机重复使用的试验控制方法，包括发动机结构设置、发动机试验前吹除、发动机试验后吹除、发动机试验后处理的步骤。发动机试验后处理包括包扎与拆除、水洗、分解、中和与烘干、检验与再装配的过程，中和采用中和液浸泡的方式。本发明对密封圈设置冗余机制，其一为发动机选择的密封材料与推进剂相容，避免推进剂对密封材料的腐蚀与破坏；其二为密封圈设置在可快速拆卸的连接处，可快速更换密封圈。对发动机实施分解、中和清洗、烘干和再装配的流程，并针对发动机部件制定液流试验验证以及检查，保证发动机部件满足再次使用要求，使挤压式液体火箭发动机能够实现可重复使用。
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公开(公告)号：CN112780451A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202110104373.3
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种修正喷注压降热影响的火箭发动机混合比调整方法，其主要步骤包括：1、获取发动机冷流试验和发动机热试车时氧化剂路喷嘴以及燃料路喷嘴的压降差异规律；2、第一次冷流试验标定，初步确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸；3、热试车标定，确定热试车的压降偏差；4、第二次冷流试验标定，最终确定氧化剂路和燃料路中节流元件的尺寸，从而实现氧化剂路和燃料路混合比的精确调整。本发明通过一次热试车标定和前后两次冷流试验标定，有效地解决喷注结构受热变形引起较大喷注压降变化对发动机混合比调整精度的影响，提高了发动机混合比控制精度，特别适用于混合比精度要求高、且可以进行性能标定试车的液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN117213813A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311106743.2
申请日：2023-08-30
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及用于火箭发动机可切换流量的液流试验系统及其试验方法；解决现有液流试验方法进行系统节流元件的选取存在试验步骤较多，且偏差较大问题；系统包括入口单元、第一出口单元、第二出口单元、工况转换阀、第一调节元件组、第二调节元件组以及第三调节元件组；入口单元的其中一个出口与工况转换阀的入口连通，工况转换阀的出口通过第三模拟节流元件组与第二出口单元的其中一个入口连通；入口单元的另一个出口通过第一模拟节流元件组与第一出口单元的入口连通，第一出口单元的第一个出口定义为第一出口，第二个出口通过第二模拟节流元件组与第二出口单元的另一个入口连通，第二出口单元的出口定义为第二出口；本发明还提出试验方法。
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公开(公告)号：CN117123572A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311106744.7
申请日：2023-08-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： B08B9/032
摘要： 本发明涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除系统，包括氧化剂吹除组件、燃料吹除组件、再生冷却液体火箭发动机。氧化剂吹除组件包括依次连接的氧化剂吹除气源贮箱、吹除气截止阀、氧化剂吹除单向阀、氧化剂吹除接管嘴。燃料吹除组件包括依次连接的燃料吹除气源贮箱、吹除气截止阀、燃料吹除单向阀、燃料吹除接管嘴。还涉及一种再生冷却液体火箭发动机吹除控制方法，包括试车前吹除、试车吹除、试车后吹除的步骤。本发明通过氧化剂吹除单向阀、燃料吹除单向阀压差控制，实现吹除过程自动控制，减少了人为控制误差；通过对氧化剂路和燃料路吹除时差控制，保证发动机身部可重复使用。
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公开(公告)号：CN112780444B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110103058.9
申请日：2021-01-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/54
摘要： 本发明涉及一种常温推进剂针栓式发动机防串腔关机处理方法，以解决现有技术中存在的针栓式发动机关机后出现推进剂串腔、爆燃现象的问题。该方法包括：1)在针栓式发动机阀门关闭后，按照起动时序要求，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行首次吹除，待喷管出口火焰消失后首次吹除停止；起动时序要求为中心路通道的吹除起动时序领先于环腔路通道的吹除起动时序；2)首次吹除结束后，对针栓式喷注器的中心路通道和环腔路通道分别进行断续吹除，直至喷管出口无烟后断续吹除停止，关机处理结束；断续吹除过程中，中心路通道和环腔路通道每次吹除起动时序与步骤1)相同，每次吹除时间小于等于首次吹除时间，吹除间隔时间为1‑2s。
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