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公开(公告)号：CN117454686A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311235053.7
申请日：2023-09-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06T17/20 , G06F119/14 , G06F119/04 , G06F113/14 , G06F111/04 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种用于高压摇摆装置的波纹管工作特性评估方法，基于带铠装环的多层波纹管二维有限元模型、三维有限元模块分别进行轴向刚度仿真、弯曲刚度仿真，并进行疲劳测试得到波纹管寿命；对多层波纹管分别进行轴向刚度试验、弯曲刚度试验；基于波纹管寿命值对多层波纹管进行摇摆考核，若摇摆考核合格，则对轴向刚度仿真和轴向刚度试验的结果、弯曲刚度仿真和弯曲刚度试验的结果分别进行对比分析，若多层波纹管二维有限元模型、多层波纹管三维有限元模型符合设计要求，则设计的所述多层波纹管交付使用。本发明能够模拟高压波纹管带载工况，有效提高高压波纹管工作特性评估的可信度和准确性。
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公开(公告)号：CN119737247A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411831570.5
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机双机共用阀门组，包括阀组座、功能多通座、连接杆、旋入式接管嘴、内设导管、电磁阀；阀门固定在阀组座上，阀组座上设置有气源流道，气源流道设置螺纹孔，用以拧入旋入式接管嘴，旋入式接管嘴通过内设导管与电磁阀入口进行连接；功能性多通座两端分别通过连接杆固连在阀组座上；功能性多通座主截面为T型，下端面设置入口接管嘴，用于与电磁阀出口连接，上部左右两侧端面对称设置出口接管嘴，分别连接相应侧发动机的执行结构。本发明解决现有单机组装双机过程中共用阀组转换问题，快捷可靠，避免单双机阀组位置不统一，导管不共用的问题；有利于简化控制系统且便于发动机状态控制，提高工作效率，提高发动机的产能。
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公开(公告)号：CN119538525A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411512715.5
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F113/14
Abstract: 本发明公开了一种多层加强波纹管的三维挠性建模方法，属于液体火箭发动机总体设计领域。本发明建立了各层子零件挠性波纹管模型、加强环三维模型并装配得到一级装配体模型，通过对坐标动态探测和解析、动态参数获取及实体挠性驱动设计、动态参数驱动设计，实现了多层加强波纹管挠性化定义，且装配后与发动机摇摆柔性动态装配随动，解决了多层加强波纹管柔性动态随动变形难题，统一的三维模型可同步指导生产及装配，为发动机整机动态摇摆运动仿真奠定基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118643691A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410590329.1
申请日：2024-05-13
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于多联卡箍管路系统参数化模型优化设计方法，对空间管路和多联卡箍进行有限元建模，获得空间多联卡箍‑管路系统参数化模型；在多联卡箍参数化模型中搜索能够布置卡箍的可行域，在可行域内对卡箍的数量、位置进行动力学优化，直至满足要求。本发明同时公开了一种基于多联卡箍管路系统参数化模型优化设计装置。本发明在设计阶段即通过优化多联卡箍数量与布置位置，提高管路系统动力学性能，缩短设计流程，提高设计效率。
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公开(公告)号：CN115345991A
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202210899480.4
申请日：2022-07-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机总体骨架及应用该骨架的三维建模方法，属于数字化设计仿真及数字化产品管理领域。液体火箭发动机总体骨架包括发动机总体装配骨架、各个发动机分系统总体骨架、各个发动机总装直属件设计骨架、各个发动机管路设计骨架。应用该液体火箭发动机总体骨架的三维建模方法，可实现液体火箭发动机三维模型的快速装配和结构自动更新。
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公开(公告)号：CN118130000A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202311864897.8
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种液氢温度下的高压密封结构性能验证试验系统及方法。试验系统包括：氦气源、液氢槽、换热器、温度传感器、压力传感器和氦检漏仪；氦气源用于向待测密封结构的内腔通入氦气；液氢槽用于浸没待测密封结构和换热器，换热器设置于氦气管路入口阀门和待测密封结构之间的氦气管路上，用于降低氦气管路中的氦气温度，以使通入待测密封结构的氦气温度和液氢温度匹配；在温度传感器指示待测密封结构内腔的温度以及压力传感器指示待测密封结构内腔的压力达到试验要求的情况下，氦检漏仪的读数用于判断待测密封结构是否满足密封性能验证要求。本发明的方案适应于液氢温度下、高压的密封试验结构的密封性能验证试验。
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公开(公告)号：CN117536730A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311505568.4
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种泵后摆液体火箭发动机，包括推力室、涡轮泵、氧化剂摇摆装置、燃料摇摆装置、机架、氧化剂主阀、燃料主阀、燃气发生器、燃料副阀、氧副阀、氧化剂导管、燃料导管；氧化剂摇摆装置安装在推力室的头部；氧化剂摇摆装置的上部外环与机架连接，涡轮泵的氧泵出口经氧化剂导管与氧化剂主阀连接；涡轮泵与机架通过支撑结构连接；燃料主阀安装在推力室的身部；涡轮泵的燃料泵出口经燃料导管与燃料主阀连通，燃料摇摆装置焊接在燃料导管上；燃料摇摆装置环绕在氧化剂摇摆装置周围，燃料摇摆装置的旋转轴与氧化剂摇摆装置的旋转轴重合；燃气发生器的出口与涡轮泵连通；燃料副阀、氧副阀均与燃气发生器直接连接。
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公开(公告)号：CN115654236A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202210583336.X
申请日：2022-05-25
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L23/032 , F16L23/22
Abstract: 一种法兰内长导向内置调节元件的调节装置包括第一法兰、第二法兰、调节元件和柔性石墨密封圈；调节元件分为拉出端头、圆柱段、导向段三部分，对应的第一法兰分为端部、过渡段、配合段、尾段等部分，圆柱段和导向段置于第一法兰腔体内，拉出端头与第一法兰端部、第二法兰端部配合形成封闭结构，导向段与第一法兰的腔体内壁间隙性接触，圆柱段外壁与第一法兰腔体内壁之间形成空隙。本发明可有效避免试验后热变形造成调节元件卡滞无法取出的问题，既能保证调节元件在试验冷热状态下可以便捷拆装，又保证调节元件在使用时无过多的应力集中。
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