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公开(公告)号：CN119163633A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411486069.X
申请日：2024-10-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种发动机涡轮泵用高压腔可控型自动脱开式动密封装置，包括密封壳体、动环、密封轴套、静环组件、高压腔壳体、推动销钉和弹簧，密封壳体套在动环和密封轴套的外侧；静环组件安装于密封壳体内且位于密封壳体朝向动环一侧，静环组件与密封轴套之间形成迷宫密封；密封壳体设有沉孔，弹簧位于沉孔中，弹簧与静环组件接触；高压腔壳体安装于密封壳体并位于静环组件背离密封壳体的一侧，高压腔壳体开设有多个安装孔，推动销钉位于安装孔中，高压腔壳体设有连接孔，密封壳体设置有环槽，连接孔连通安装孔的底部和环槽，密封壳体设有高压介质入口，高压介质入口与环槽连通。从泵后引入高压介质作用到推动销钉使静环组件与动环分开，不受动密封前后介质压力的限制。
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公开(公告)号：CN118378573A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827399.4
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F17/13 , F02K9/58 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及液体火箭发动机系统仿真领域，提供了液体火箭发动机流量调节器流动‑运动部件耦合仿真方法及装置，该方法基于流量调节器的工作原理和流量调节器中各流动‑运动部件间的结构信息，建立流量调节器的三维几何模型；按照预设的自由度运动方向，对三维几何模型中的流体域进行划分，得到多个子流体域，并得到相应的网格流体域；基于不同网格流体域涉及的各设计参数和各设计指标参数，构建数值仿真模型；将配置的各设计参数在各时刻的参数值，输入数值仿真模型，得到各设计参数在相应时刻的参数值对应的设计指标参数的指标值。该方法解决了现有技术存在的计算精度不足、非线性现象表征能力不足等问题。
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公开(公告)号：CN117574165A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311472838.6
申请日：2023-11-07
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种氢氧发动机多态模型一致性比对装置，包括多态模型构建模块、多态模型对象匹配模块、比对数据存储模块、多态模型一致性比对模块；多态模型构建模块，采用统一的模型表征方式独立建立各态数据模型，各态数据模型分别管理属于自身的模型信息，各态模型以不同的视图进行展现；多态模型对象匹配模块，用于在数据模型间需要建立关系时，在关系对象模型中记录Source模型和Target模型的唯一标识来反映模型部件Version的映射关系，从而为不同的模型之间建立多对多的关联关系，形成模型数据网；比对数据存储模块，在多态模型对象匹配模块记录模型数据关联关系时，存储相关模型的详细数据；多态模型一致性比对模块，采用不同方式获取比对数据源，进行多维度的比对。
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公开(公告)号：CN114165363A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111394942.9
申请日：2021-11-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种具有多工况优选功能的推力室试验装置，包括火炬点火器、推力室、推进剂系统、控制系统和流量调节系统。推进剂系统主要是为推力室提供推进剂和冷却剂。控制系统主要是通过控制阀门的开关来调整推力室的工况。流量调节系统主要是为了控制不同工况下进入推力室的推进剂和冷却剂的流量；汽蚀管以及节流圈的结构尺寸需要根据试验工况选配；汽蚀管以及节流圈上下游分别设置压力、温度测点，用于精确评估不同试验工况下的流量状态。推力室包括头部、身部圆柱段、身部喉部段、喷管，四部分之间通过法兰依次连接。根据试验考核目的可以实现不同设计方案的部件快速拆换。
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公开(公告)号：CN119737248A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411831571.X
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种多功能泵后摆液体火箭发动机单机机架，两个主承力梁及两个副承力梁，梁之间焊接成为下传力框。四个上接头与四个上连接梁焊接成为上传力框。四根主承力杆与上下传力框分别焊接。设置有两个伺服支座，作为伺服机构上支点，可以满足液体火箭发动机双向摇摆需求。与其中一个伺服支座对称布置一对涡轮泵支撑座。在涡轮泵支座同侧布置一对涡轮泵辅助支耳。涡轮泵支座与涡轮泵辅助支耳共同负责与涡轮泵连接，实现涡轮泵的稳定固定支撑。主承力梁与下端传力组件连接，上接头与箭体或多机机架连接，实现发动机的推力传递功能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118378573B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827399.4
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F17/13 , F02K9/58 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及液体火箭发动机系统仿真领域，提供了液体火箭发动机流量调节器流动‑运动部件耦合仿真方法及装置，该方法基于流量调节器的工作原理和流量调节器中各流动‑运动部件间的结构信息，建立流量调节器的三维几何模型；按照预设的自由度运动方向，对三维几何模型中的流体域进行划分，得到多个子流体域，并得到相应的网格流体域；基于不同网格流体域涉及的各设计参数和各设计指标参数，构建数值仿真模型；将配置的各设计参数在各时刻的参数值，输入数值仿真模型，得到各设计参数在相应时刻的参数值对应的设计指标参数的指标值。该方法解决了现有技术存在的计算精度不足、非线性现象表征能力不足等问题。
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公开(公告)号：CN114412664B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202111592464.2
申请日：2021-12-23
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种降低点火冲击的推力室头部结构，包括一底、二底、三底、点火管、氧化剂喷嘴、燃料喷嘴，一底、二底之间构成燃料腔，二底、三底之间构成氧化剂腔，三底中间位置设置有氧化剂入口，点火管设置于氧化剂腔内，点火管一端与三底连接，点火管另一端与二底连接且同时连通一底下方燃烧室，氧化剂喷嘴一端与二底连接，氧化剂喷嘴另一端与燃料喷嘴连接，连通氧化剂腔及一底下方燃烧室，燃料喷嘴设置于燃料腔内，连通燃料腔与一底下方燃烧室，通过推力室头腔结构以及点火管的合理布置，能够降低推力室点火冲击。
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公开(公告)号：CN113153574B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202110436243.X
申请日：2021-04-22
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、过渡层、喉衬和隔热涂层；燃烧室外壁包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接；燃烧室内壁一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁的外表面沿纵向开有若干条换热通道，若干条换热通道沿燃烧室内壁的周向均匀分布；燃烧室内壁外侧覆盖过渡层，燃烧室内壁内侧覆盖隔热涂层；燃烧室内壁安装在燃烧室外壁内，燃烧室内壁喉部与燃烧室外壁之间安装喉衬；每组冷却剂出口和冷却剂入口分别与一条换热通道对应。本发明适用于高压大热流，可以实现快捷制造和多次重复长时使用的需要，适用于液体火箭发动机，可重复使用。
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公开(公告)号：CN114571053A
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202210272675.6
申请日：2022-03-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种钛合金真空扩散焊喷管及设计方法，其中，该钛合金真空扩散焊喷管包括：第一集合器组件、第二集合器组件和扩散焊组件；其中，所述扩散焊组件的小端与所述第一集合器组件焊接；所述扩散焊组件的大端与所述第二集合器组件焊接。本发明加强了扩散焊的强度。
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公开(公告)号：CN113109498A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110272090.X
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01N31/12
Abstract: 一种用于淬熄试验的等压燃烧装置，包括壳体、稳压腔、主燃烧腔、副燃烧腔等；壳体端部沿周向均匀分布若干副燃烧腔，壳体内设置主燃烧腔、稳压腔；主燃烧腔侧壁设置进气孔，主燃烧腔与各副燃烧腔连通，主燃烧腔与副燃烧腔之间为淬熄通道；主燃烧腔与稳压腔之间用膜片隔开；主燃烧腔和副燃烧腔内预先充入均匀混合的可燃气体，稳压腔内为氮气，主燃烧腔、副燃烧腔、稳压腔内初始压力相同；每个副燃烧腔的侧壁装有热电偶，副燃烧腔末端安装光学玻璃窗。本发明的装置用于在恒定燃烧压力环境中进行淬熄试验，能够实现0～10MPa的等压燃烧。
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