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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：CN110762239B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN201911149319.X
申请日：2019-11-21
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K3/02 , F16K3/30 , F16K27/04 , F16K31/122
Abstract: 本发明涉及一种高压卸荷式火药燃气作动阀，旨在解决现有技术中的电爆阀只能在一定压力范围内、切屑不能及时处理、生产成本高、楔紧定位不牢靠的问题。本发明包括电爆管、基体、盲管、切刀组件；基体的左端安装有电爆管，基体的右端沿周向方向对称安装有两个盲管，基体的内部安装切刀组件；切刀组件包括从左至右依次连接的大径驱动段、小径切割段、小径卸荷段；大径驱动段的外壁与基体内壁间设有燃气挡火密封圈；小径切割段的左部设置有过流孔；右部设置有两个相互对称的凹槽；小径卸荷段与基体间设有卸荷密封圈；盲管的封闭端穿过基体后与凹槽配合；基体内位于切刀组件的右侧还依次设置有可容纳小径切割段的空腔及供切刀组件与基体楔紧的空腔。
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公开(公告)号：CN111027188A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911184853.4
申请日：2019-11-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种验证火药燃气作动阀可靠性指标的小样本方法，解决了现有方法可靠性指标验证不准确及所需试验子样数多的问题。该方法包括以下步骤：步骤一、给定置信水平r，选取n个试验火药燃气作动阀，m个被测火药燃气作动阀，同时，将火药燃气作动阀动作所需的能量作为可靠性特征量；步骤二、对于n个试验火药燃气作动阀，确定火药燃气作动阀动作所需的最小能量；步骤三、对m个被测火药燃气作动阀进行电爆试验，得到火药燃气作用于切刀能量的均值和方差D；步骤四、计算得到容许限系数步骤五、查阅正态分布表QJ1384，得到上分位数p；步骤六、计算得到火药燃气作动阀可靠性RL。
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公开(公告)号：CN105465409B
公开(公告)日：2017-10-13
申请号：CN201510941415.3
申请日：2015-12-15
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K11/044 , F16K31/06
Abstract: 本发明公开了一种电磁先导气控两位三通阀，包括副阀、气筒(7)和主阀，副阀是两位三通电磁阀，包括副阀体、副阀座(8)、副阀芯(9)、电磁组件(11)和副阀弹簧(10)；副阀弹簧(10)、副阀芯(9)和副阀座(8)自上至下依次设置在副阀体内，副阀弹簧(10)处于压缩状态；所述气筒(7)的一端为气体进口(16)，所述主阀为两位三通阀，包括主阀体(3)和设置在主阀体内的主阀杆和腔室；主阀杆上套接有自右向左依次套接有活塞(31)、排放阀芯(5)和主阀芯(4)，活塞能够在所述腔室内做往复运动。本发明具有压力高、流量大、体积小、响应快等优点，实现了发动机的快速起动和停机，并减少了发动机关机时的后效冲量。
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公开(公告)号：CN105465409A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510941415.3
申请日：2015-12-15
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K11/044 , F16K31/06
CPC classification number: F16K31/0675 , F16K11/044
Abstract: 本发明公开了一种电磁先导气控两位三通阀，包括副阀、气筒(7)和主阀，副阀是两位三通电磁阀，包括副阀体、副阀座(8)、副阀芯(9)、电磁组件(11)和副阀弹簧(10)；副阀弹簧(10)、副阀芯(9)和副阀座(8)自上至下依次设置在副阀体内，副阀弹簧(10)处于压缩状态；所述气筒(7)的一端为气体进口(16)，所述主阀为两位三通阀，包括主阀体(3)和设置在主阀体内的主阀杆和腔室；主阀杆上套接有自右向左依次套接有活塞(31)、排放阀芯(5)和主阀芯(4)，活塞能够在所述腔室内做往复运动。本发明具有压力高、流量大、体积小、响应快等优点，实现了发动机的快速起动和停机，并减少了发动机关机时的后效冲量。
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Patent Agency Ranking
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：CN110925434B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201911182772.0
申请日：2019-11-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种超低温高承载双向密封装置，解决现有轴孔密封结构存在寿命短、成本高、密封性差的问题。该装置包括密封骨架和两组动密封单元，动密封单元包括弹簧片、塑料环和压套；密封骨架为套筒结构，套筒结构的外端面设置有环形密封板，环形密封板的两端面与被密封装置相接触，形成静密封面；套筒结构的内表面设置有隔板，将套筒内腔体分隔对称的两个密封腔，密封单元分别设置在密封腔内；压套设置在密封腔内，其末端内表面设置有环形凸台，环形凸台上设置有沿轴向的引压孔；塑料环的前端安装在密封骨架的隔板上，中间部分压紧在安装轴上，末端安装在压套的环形凸台上；弹簧片套装在塑料环和压套之间，其包括固定环和多个弹性膜片。
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公开(公告)号：CN111043369B
公开(公告)日：2021-07-20
申请号：CN201911174977.4
申请日：2019-11-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K17/30 , F16K17/04 , F16K17/164 , F16K27/02 , F16K47/04
Abstract: 为了解决现有减压调节阀在气体压力快速加载在减压调节阀入口时，减压调节阀出口会有较大的瞬时超调的技术问题，本发明提供了一种入口带变限流缓冲的减压调节阀，通过在现有减压调节阀的入口接管嘴中设置缓冲限流组件，该缓冲限流组件仅在高压快速加载启动过程中工作，当减压调节阀平稳工作时该缓冲限流组件处于全开状态，无附加流阻，结构推广扩展性强。
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公开(公告)号：CN111043369A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911174977.4
申请日：2019-11-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K17/30 , F16K17/04 , F16K17/164 , F16K27/02 , F16K47/04
Abstract: 为了解决现有减压调节阀在气体压力快速加载在减压调节阀入口时，减压调节阀出口会有较大的瞬时超调的技术问题，本发明提供了一种入口带变限流缓冲的减压调节阀，通过在现有减压调节阀的入口接管嘴中设置缓冲限流组件，该缓冲限流组件仅在高压快速加载启动过程中工作，当减压调节阀平稳工作时该缓冲限流组件处于全开状态，无附加流阻，结构推广扩展性强。
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公开(公告)号：CN111022722A
公开(公告)日：2020-04-17
申请号：CN201911182769.9
申请日：2019-11-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16K17/40 , F16K31/122
Abstract: 本发明涉及一种燃气驱动膜片翻转式常闭阀，解决现有燃气驱动阀密封性能难以满足要求以及体积较大的问题，该常闭阀包括转接帽、活塞、壳体、上阀芯、下阀芯、切刀、膜片和卡环；转接帽的一端安装有电爆管，另一端与壳体固定连接，壳体的内表面设置有内锥形面，活塞的外表面设置有外锥形面，在阀门打开时，内锥形面和外锥形面配合，实现壳体和活塞的密封；膜片为圆盘状结构，其内侧固定设置在活塞的外表面，外侧固定设置在转接帽上；活塞和切刀依次设置在壳体腔体内，且活塞和切刀之间设置有间隙；切刀的端面设置有贯通的切口，壳体的外周面上设置有贯通的周向通孔，上阀芯、下阀芯设置在周向通孔内，且穿过切刀的切口。
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