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公开(公告)号：CN115345045A
公开(公告)日：2022-11-15
申请号：CN202210899420.2
申请日：2022-07-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/08
Abstract: 一种基于ANSYS‑APDL语言开发的冷态叶片加工坐标生成方法，首先基于热态叶型控制点坐标建立热态叶型控制点子模型；基于所述热态叶型控制点子模型，定义切割边界；在APDL中存储热态叶型控制点子模型数据库文件；基于热态叶片有限元模型和热转冷叶片变形计算结果，在APDL中利用CBDOF命令对热态叶型控制点子模型进行切割边界插值；获得热态叶型控制点子模型节点变形量；在APDL中利用UPGEOM命令，获得更新后的热态叶型控制点子模型；更新后的热态叶型控制点子模型节点坐标即为冷态叶片加工坐标。本发明同时提供一种冷态叶片加工坐标生成系统。本发明大幅降低了人工干预程度，提高了冷态叶片加工坐标生成效率。
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公开(公告)号：CN110630836B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN201910896585.2
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L23/22 , F16L23/02 , F16L23/032 , F16L55/027
Abstract: 一种防介质内漏和介质泄漏的内置调节元件的调节组件，调节元件，包括：汽蚀管(2)；密封圈，包括：第一柔性石墨圈(3)、第二柔性石墨圈(4)；第一法兰(1)、汽蚀管(2)、第一柔性石墨圈(3)；第二柔性石墨圈(4)、螺栓与螺母组成的紧固件(5)、第二法兰(6)。第一法兰(1)与第二法兰(6)通过螺栓与螺母组成的紧固件(5)连接；汽蚀管(2)位于第一法兰(1)内，汽蚀管(2)与第一法兰(1)通过第一柔性石墨圈(3)密封，第二法兰(6)与汽蚀管(2)通过第二柔性石墨圈(4)密封，满足介质压力的提高和介质的超低温环境对调节元件与法兰对接面处的密封要求，结构简单、性能可靠。
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公开(公告)号：CN110657309A
公开(公告)日：2020-01-07
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：CN110594504A
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201910770041.1
申请日：2019-08-20
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L23/18 , F16L23/032
Abstract: 本发明涉及一种自紧式复合密封结构，为一种适用于低温液体火箭发动机的多级自紧式复合静密封结构，属于采用变形高温合金钢材料基体，表面涂覆非金属补偿层的组合结构。此密封结构属于自紧式密封具有两道密封点，既保证低介质压力时的密封可靠性，又保证介质压力提高时漏率不变，可以满足高低温极端工作环境温度的要求，实现在35K～1000K范围内的可靠密封，密封性较传统强制密封有较大的提升。
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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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Patent Agency Ranking
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：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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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：CN110645102A
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201910906834.1
申请日：2019-09-24
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种适用于补燃循环火箭发动机的燃气汇总稳定装置及方法，所述的装置包括三通体、弯通；所述的三通体具有两个燃气入口记为入口A、入口B以及一个混合出口；两个燃气入口的轴线平行，混合出口的轴线与燃气入口的轴线垂直；所述的弯通采取插入式结构从上述一个燃气入口A伸入，将输入的燃气方向改为平行于混合出口轴线方向。本发明具有稳定燃气、降低振动、防止燃气返腔的作用。
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公开(公告)号：CN110630836A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910896585.2
申请日：2019-09-23
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F16L23/22 , F16L23/02 , F16L23/032 , F16L55/027
Abstract: 一种防介质内漏和介质泄漏的内置调节元件的调节组件，调节元件，包括：汽蚀管(2)；密封圈，包括：第一柔性石墨圈(3)、第二柔性石墨圈(4)；第一法兰(1)、汽蚀管(2)、第一柔性石墨圈(3)；第二柔性石墨圈(4)、螺栓与螺母组成的紧固件(5)、第二法兰(6)。第一法兰(1)与第二法兰(6)通过螺栓与螺母组成的紧固件(5)连接；汽蚀管(2)位于第一法兰(1)内，汽蚀管(2)与第一法兰(1)通过第一柔性石墨圈(3)密封，第二法兰(6)与汽蚀管(2)通过第二柔性石墨圈(4)密封，满足介质压力的提高和介质的超低温环境对调节元件与法兰对接面处的密封要求，结构简单、性能可靠。
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