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公开(公告)号：CN114970394B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202210624452.1
申请日：2022-06-02
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法，包括基于SRK立方形状态方程，结合混合规则，计算得到真实气体效应下高压燃气热物性；根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压混合燃气涡轮真实绝热功；结合SRK立方形状态方程，引入压缩因子，根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压燃气涡轮的近似绝热功。本发明利用SRK方程和高压流体热力学偏离函数，计算方法较为简便，且计算结果较为准确，有一定的工程应用前景。
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公开(公告)号：CN115168998A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210772226.8
申请日：2022-06-30
申请人： 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机动态特性仿真方法，具体涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法，解决了现有技术中存在的系统模型建立难度大、对开发者要求高、建立的模型实用性差的问题；该方法包括如下步骤：确定动态特性仿真目标‑构建概念模型‑建立液体火箭发动机建模仿真系统‑开发基于Modelica语言的液体火箭发动机动态模型库‑液体火箭发动机系统模型搭建‑液体火箭发动机系统模型验证‑液体火箭发动机动态特性仿真应用；该方法采用本发明的液体火箭发动机建模仿真系统，组件模型可以组合快速构建任何型号的液体火箭发动机系统模型。
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公开(公告)号：CN111963337B
公开(公告)日：2022-07-19
申请号：CN202010850805.0
申请日：2020-08-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法，以解决现有条件下大范围变工况富氧补燃发动机推力室无法单独考核的问题。热试系统包括用于向待考核推力室提供热试条件的燃气发生器、涡轮压比模拟装置、燃料供应单元以及氧化剂供应单元；燃气发生器通过涡轮压比模拟装置与待考核发动机推力室相连；燃料供给单元包括燃料贮箱以及三路燃料供应管路；三路燃料供应管路分别为发生器燃料路、推力室点火路和推力室燃料主路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路。
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公开(公告)号：CN112628026B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011504614.5
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种气气推力室喷注器真实供应条件的热试装置，以解决现有的推力室及其喷注器热试都是针对液态推进剂掺混燃烧或气液掺混燃烧的推力室喷注器开展的，试验方法和试验装置均无法用于气气掺混燃烧的推力室喷注器热试中的问题。该装置包括推力室试验件单元、富氧燃气发生器单元和富燃燃气发生器单元。推力室试验件单元包括推力室试验件，推力室试验件用于安装被试喷注器，富氧燃气发生器单元包括富氧燃气发生器，富燃燃气发生器单元包括富燃燃气发生器，富氧燃气发生器和富燃燃气发生器的出口分别与推力室试验件连接，用于向推力室试验件供应富氧燃气和富燃燃气。
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公开(公告)号：CN112628020B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011509952.8
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及低温补燃循环发动机，具体涉及低温补燃推力室冷却流路和控制方法。本发明的目的是解决现有低温补燃循环发动机存在发动机系统起动时，冷却用燃料或氧化剂经过未预冷的推力室冷却流路后再进入燃气发生器，导致燃气发生器存在很大点火失败风险的技术问题，提供一种低温补燃推力室冷却流路和控制方法。该装置定义燃料主阀、氧化剂主阀其中一个为第一主阀，第一主阀的出口管路分为两路，一路连接低温分流阀入口，另一路连接推力室冷却流路入口，低温分流阀出口和推力室冷却流路出口连接管路，及未定义为第一主阀的另一个燃料主阀或氧化剂主阀的出口连接管路，均用于连接发动机的富燃发生器入口和/或富氧发生器入口。
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公开(公告)号：CN111963337A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010850805.0
申请日：2020-08-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法，以解决现有条件下大范围变工况富氧补燃发动机推力室无法单独考核的问题。热试系统包括用于向待考核推力室提供热试条件的燃气发生器、涡轮压比模拟装置、燃料供应单元以及氧化剂供应单元；燃气发生器通过涡轮压比模拟装置与待考核发动机推力室相连；燃料供给单元包括燃料贮箱以及三路燃料供应管路；三路燃料供应管路分别为发生器燃料路、推力室点火路和推力室燃料主路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路。
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公开(公告)号：CN109113896A
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201811007726.2
申请日：2018-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 一种小型插接式化学点火器，由入口膜片阀组件(1)、点火导管(3)、出口膜片阀组件(2)及点火剂加注器(4)组成，点火器由入口膜片阀组件(1)和出口膜片阀组件(2)与点火导管(3)连接形成贮存化学点火剂的密闭容腔，点火剂通过点火剂加注器(4)加入，内部贮存用于发动机燃烧组件初始燃烧的化学点火剂。实现安装拆卸过程直接插拔，安装拆卸方便，采用刻痕膜片(6)满足点火器小型化要求，可作为需具备可重复使用能力的小型液体火箭发动机的点火装置。
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公开(公告)号：CN115523060B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202211153881.1
申请日：2022-09-21
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 一种多次点火模块系统、加注方法及试后处理方法，涉及液体火箭发动机总体领域，多次点火模块系统包括点火剂贮箱，点火剂贮箱的气腔连通进气管的一端，点火剂贮箱的液腔连通出液管的一端，进气管和出液管的另一端均连通控制管路；控制管路，一端为控制气入口，另一端连通发动机，控制管路上设置截止阀，截止阀连通出液管，控制气入口压力增大，截止阀打开，点火剂能够从出液管经过截止阀输入至发动机；增压气源入口，连通于进气管；液体加注口和气体吹除口，均连通于出液管；第二吹除口，连通于控制管路，并位于截止阀出口位置。能够在多次点火剂模块在使用结束后，将其内部和发动机内腔处理干净，以便从发动机拆除重新加注再次使用。
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公开(公告)号：CN111911808B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202010549509.7
申请日：2020-06-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开了一种集成化减压装置，包括：第一高压自锁阀、第二高压自锁阀、第三高压自锁阀、减压阀I、减压阀II、减压阀III、单向阀I、单向阀II、入口多通元件I、入口多通元件II、出口多通元件、出口三通元件、导管、底板、第二外套螺母II、第一箍带I、第二箍带I、第三箍带I、箍带II、第一箍带III、第二箍带III、箍带IV、第一压力传感器I、第二压力传感器I、压力传感器II和压力传感器III。本发明将各路用于减压的部件集成，实现了将两路高压气体分别减压至各路所需压力并分流实现四路气体供应，使得该装置具有功能集成性高、重量较小、使用维护更为方便的优点。
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公开(公告)号：CN112594094B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011504551.3
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。本发明的目的是解决现有液氧甲烷发动机起动化学点火方式，采用液体甲烷直接挤压点火剂点火时，容易造成点火剂结冰，堵塞供应系统，造成点火失败等风险的技术问题，提供一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。在现有发动机的单向阀和预装有点火剂的点火导管之间，增设了包含起动箱、中间介质管路、第一阀门和第二阀门的中间介质供应段，中间介质的冰点低于燃料预冷后的温度，其沸点高于点火剂的冰点，中间介质作为过渡燃料，以防止燃料与点火剂直接接触，保证中间介质在液态情况下不会冻住点火剂，而与燃料接触时又不会被燃料冻住结冰。
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