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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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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：CN116816546A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310624757.7
申请日：2023-05-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96 , G01M17/007
Abstract: 本发明涉及一种验证闭环控制策略的液流试验系统及方法，主要解决现有泵压式液流试验台中的泵体受负载变化和环境干扰，导致泵体出口压力波动大，从而对闭环控制策略的试验产生较大影响的问题。该系统包括高压介质供应模块、测量执行模块、预设干扰模块和数据采集模块；高压介质供应模块的输入端与介质源连接，输出端与测量执行模块的输入端连接；测量执行模块控制端与闭环控制模块电连接；数据采集模块包括第一采集单元和第二采集单元；第一采集单元的输入端与测量执行模块的输出端连接，输出端与预设干扰模块的输入端连接；第二采集单元的采集端与高压介质供应模块连接；预设干扰模块控制端与上位机电连接，输出端与介质容器连接。
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公开(公告)号：CN111963340B
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202010773472.6
申请日：2020-08-04
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统，属于泵压式液体火箭发动机起动系统设计领域；包括2个气动增压装置、增压气源、燃气发生器、2个涡轮泵、2个控制阀和2个向上单向阀；2个气动增压装置分别与增压气源连通；每个气动增压装置分别与1个控制阀一端和1个向上单向阀一端连通；2个控制阀的另一端均与燃气发生器连通；每个向上单向阀的另一端与1个涡轮泵连通；2个涡轮泵均与燃气发生器的排气管路连通；向其中1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给氧化剂；分别向另1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给燃料；本发明气动增压装置多次起动系统具有系统简单，结构质量轻，工作效率高、各次起动工况一致性好、耗气量小的优点。
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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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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：CN116838500A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310668746.9
申请日：2023-06-07
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机的起动系统及起动方法，具体涉及一种自燃推进剂富氧补燃发动机起动系统及起动方法，解决了现有的起动方式对发动机入口处的压力要求高，或者不能实现多次起动，或者需要将发动机的转速提升至额定转速的50％及以上的技术问题。本发明提供的起动系统包括连接轴，依次设置在连接轴上的主涡轮、氧化剂泵、起动涡轮和燃料泵，安装在起动涡轮的气体入口管道上的起动涡轮控制阀，设置在主涡轮上的燃气发生器，安装在燃气发生器两个推进剂入口上的发生器氧化剂阀、发生器燃料阀；燃气发生器与燃料泵、氧化剂泵分别通过管路联通，并在燃气发生器与燃料泵之间的管路上设置流量调节器和转级阀，用于调节燃料的流量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116717400A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310726654.1
申请日：2023-06-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可多次起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有发动机系统均通过配置复杂的起动系统来实现多次起动，并且大都需要借助外来能源的不足之处。该可多次起动的补燃循环发动机系统，采用自身起动方案，无需借助外来能源，并且在原有发动机系统中仅增加流量调节装置，使得发动机系统无需试前准备即可实现多次起动。
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公开(公告)号：CN116480488A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310726656.0
申请日：2023-06-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可自适应起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有补燃循环发动机系统对起动过程中的起动时序要求严格，一旦起动时序不合理，就会导致发动机系统的起动成功率降低的不足之处。该可自适应起动的补燃循环发动机系统，包括燃料启动阀、燃料泵、流量调节器、燃料主阀、推力室、燃气发生器、燃气涡轮、氧化剂泵、氧化剂启动阀及分流组件；本发明可以使发动机系统的起动过程对起动时序具有较强的自适应性，除了发动机入口启动阀时序外，无需其它起动时序即可顺利完成起动过程。
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公开(公告)号：CN115095450B
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202210741760.2
申请日：2022-06-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种抑制补燃循环发动机起动超调的起动控制系统及方法，属于自动化技术领域。本发明包括位于燃料管路上的流量调节器和转级阀，流量调节器和转级阀通过管路相连，位于发动机系统中燃料副路上，流量调节器入口与燃料二级泵出口相连，转级阀出口与燃气发生器入口相连，转级阀用于控制发动机起动过程前中期进入燃气发生器的流量，流量调节器用于控制发动机起动过程末期进入燃气发生器的流量，在整个起动过程中转级阀和流量调节器的流阻系数之和始终高于额定工况下的稳态值。本发明的起动控制系统组成简单，可靠性高。
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公开(公告)号：CN119333311A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411780558.6
申请日：2024-12-05
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及富氧补燃循环发动机，具体涉及一种富氧补燃循环发动机及其性能偏差补偿方法，解决了现有的发动机性能偏差补偿方法难以在满足性能精度的同时保证发动机的合格率，以及难以精准有效地控制发动机性能精度的技术问题。本发明提供的富氧补燃循环发动机的性能偏差补偿方法，通过设置混合比调节器和推力调节器，并建立发动机的静态仿真模型，通过静态仿真模型获得推力调节器与发动机推力、混合比调节器开度与发动机混合比之间的关系，然后根据主要干扰因素的极限偏差范围获得推力调节器和混合比调节器的开度范围以补偿发动机的性能偏差，从而在不更换系统组件的前提下，实现富氧补燃循环发动机性能偏差的针对性补偿。
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公开(公告)号：CN118423565A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410884060.8
申请日：2024-07-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种火箭发动机的传力架，涉及发动机技术领域，包括：组装模块，包括上接头、下接头、主杆和横杆，上接头和下接头通过主杆和横杆相连接，上接头与火箭箭体相连接，下接头与发动机的单机模块相连接，组装模块设置有多组，任意两个组装模块之间为可拆卸连接。本发明提供的火箭发动机的传力架包括多个组装模块，每个组装模块设置有上接头、下接头、主杆和横杆，上接头和下接头通过主杆和横杆相连接固定组成传力结构框架。与现有技术相比，本发明提供的火箭发动机的传力架有效利用了单机模块并联后的空间向径向扩展有效降低了安装有传力架发动机总体的高度，减少了零部件的数量整体结构简洁，降低了重量，满足不同类型火箭总体需求。
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