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公开(公告)号：CN116163860A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211706446.7
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，包括：确定氧主阀的打开时间T；确定采用氦气进行吹除时的吹除流量Q；确定燃料贮箱的压力P；进行点火：打开燃料主阀，控制燃料贮箱以压力P注入液氢；液氢经燃料主阀、冷却夹套、燃料头腔后进入推力室内腔；经过时间T‑0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀，液氧经氧入口、氧主阀、氧化剂头腔后进入推力室内腔；当推力室内腔内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火；吹除阀在燃料主阀打开时打开、在氧主阀打开时关闭，氦气流量控制为Q。本发明旨在减小氢氧发动机推力室点火瞬间产生的压力峰值，确保推力室和发动机结构的安全。
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公开(公告)号：CN113175393B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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公开(公告)号：CN110657309B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN201910934400.2
申请日：2019-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L51/02
Abstract: 一种基于球面承压原理的大尺寸高压管路补偿器，包括：前内衬筒、后内衬筒、S形铠装波纹管、三角形底座、分离结构、限位结构、平衡拉杆；三角形底座和分离结构之间通过S形铠装波纹管固定连接。S形铠装波纹管的内部设置有通过周向重叠的球面连接部搭接的前内衬筒和后内衬筒。前内衬筒和后内衬筒的筒壁周向均布有用于平衡气压的节流孔，分离结构和限位结构通过球面副联接，三角形底座和限位结构之间通过多个周向均布的平衡拉杆固定连接。本发明拓宽了补偿器在高压大直径管路的应用领域，大幅度的提高了补偿器的承压能力。
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公开(公告)号：CN115130352A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210854224.3
申请日：2022-07-14
IPC: G06F30/23 , G06F30/22 , G06F30/18 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种火箭发动机复杂管路系统自动化建模与分析的方法，应用于火箭发动机复杂管路系统建模繁琐、管路结构种类较多和管路布置方式相对复杂的技术要求与场景。主要包括：多条空间复杂管路的建立，复杂管路系统的装配，管夹的引入与位置确定、复杂管路系统的有限元分析和优化等。首先，确定各条独立管路系统的拐点位置坐标(矩阵形式)，其次，按照其独立坐标系的相互位置装配各条管路，再次，在特定位置引入管夹，并对各部件的力学参数和材料属性进行赋予，设置固定边界条件，进行网格的划分，最后，对所建立复杂管路系统进行有限元分析，可根据实际工况要求对参数进行优化。本发明在火箭发动机管路系统的前期整体结构设计与优化起到了指导性作用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113175393A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110450225.7
申请日：2021-04-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为U形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。
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公开(公告)号：CN115130352B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202210854224.3
申请日：2022-07-14
IPC: G06F30/23 , G06F30/22 , G06F30/18 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出了一种火箭发动机复杂管路系统自动化建模与分析的方法，应用于火箭发动机复杂管路系统建模繁琐、管路结构种类较多和管路布置方式相对复杂的技术要求与场景。主要包括：多条空间复杂管路的建立，复杂管路系统的装配，管夹的引入与位置确定、复杂管路系统的有限元分析和优化。首先，确定各条独立管路系统的矩阵形式的拐点位置坐标，其次，按照其独立坐标系的相互位置装配各条管路，再次，在特定位置引入管夹，并对各部件的力学参数和材料属性进行赋予，设置固定边界条件，进行网格的划分，最后，对所建立复杂管路系统进行有限元分析，可根据实际工况要求对参数进行优化。本发明在火箭发动机管路系统的前期整体结构设计与优化起到了指导性作用。
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公开(公告)号：CN211259994U
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201921644910.8
申请日：2019-09-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L51/02
Abstract: 一种基于球面承压原理的大尺寸高压管路补偿器，包括：前内衬筒、后内衬筒、S形铠装波纹管、三角形底座、分离结构、限位结构、平衡拉杆；三角形底座和分离结构之间通过S形铠装波纹管固定连接。S形铠装波纹管的内部设置有通过周向重叠的球面连接部搭接的前内衬筒和后内衬筒。前内衬筒和后内衬筒的筒壁周向均布有用于平衡气压的节流孔，分离结构和限位结构通过球面副联接，三角形底座和限位结构之间通过多个周向均布的平衡拉杆固定连接。本实用新型拓宽了补偿器在高压大直径管路的应用领域，大幅度的提高了补偿器的承压能力。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN211527824U
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201921606958.X
申请日：2019-09-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本实用新型公开了一种可实现稳定摇摆的发动机推力模拟装置，包括：常平座、转接座、螺栓、螺母、耳座和作动筒；其中，所述常平座固定在试验平台上；所述转接座通过所述螺栓与所述螺母与所述常平座相连接，所述转接座的转轴与所述常平座的转动轴保持同轴；所述耳座与所述作动筒通过螺纹连接，所述耳座的内孔与所述转接座的转轴对接到位；所述作动筒的一端与地面固定，所述作动筒的另一端与所述耳座螺纹连接。本实用新型能够测量常平座在真空推力下的摇摆寿命和摩擦力矩，并验证常平座轴承配合间隙的合理性。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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公开(公告)号：CN211008894U
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201921618547.2
申请日：2019-09-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本实用新型涉及一种适用于机架的测量及供气系统集成装置，它包括支板、卡箍、振动变换器、温度变换器、转速变换器、测量电缆、压力传感器、螺栓、自锁螺母。卡箍通过螺栓自锁螺母固定在支板上，用于连接机架与支板。支板上集成固定传感器变换器及测量电缆，支板一侧打孔用以固定发动机供放气管路对外接口。本实用新型在保证结构强度的情况下兼顾轻便小巧，满足发动机空间要求及重量要求。
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