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公开(公告)号：CN113431706A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110736308.2
申请日：2021-06-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种液体发动机用文氏管组合装置、系统及其操作方法，涉及航空航天发动机领域。本文氏管组合系统包括主路管道和支路管道，主路管道上设有一文氏管组合装置，其包括文氏管和套设于文氏管上的套管，文氏管的两端分别与主路管道连通，并用于将推进剂引流至液体火箭发动机，套管与文氏管之间形成一冷却腔，支路管道包括第一预冷管路和第二预冷管路，第一预冷管路和第二预冷管路均经过冷却腔，且其中一端均用于与推进剂贮箱相连，第一预冷管路的另一端用于与液体火箭发动机相连，第二预冷管路的另一端用于与推进剂回收设备相连。本申请提供的文氏管组合系统，解决了相关技术中预冷时间较长或预冷效果差导致液体火箭发动机试验中止的问题。
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公开(公告)号：CN113431706B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202110736308.2
申请日：2021-06-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种液体发动机用文氏管组合装置、系统及其操作方法，涉及航空航天发动机领域。本文氏管组合系统包括主路管道和支路管道，主路管道上设有一文氏管组合装置，其包括文氏管和套设于文氏管上的套管，文氏管的两端分别与主路管道连通，并用于将推进剂引流至液体火箭发动机，套管与文氏管之间形成一冷却腔，支路管道包括第一预冷管路和第二预冷管路，第一预冷管路和第二预冷管路均经过冷却腔，且其中一端均用于与推进剂贮箱相连，第一预冷管路的另一端用于与液体火箭发动机相连，第二预冷管路的另一端用于与推进剂回收设备相连。本申请提供的文氏管组合系统，解决了相关技术中预冷时间较长或预冷效果差导致液体火箭发动机试验中止的问题。
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公开(公告)号：CN112728087B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202110017966.6
申请日：2021-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种用于液体火箭发动机的轴封装置，涉及发动机轴封技术领域。本轴封装置包括安装座、第一密封模块和第二密封模块，安装座内设有一用于套设电机转子的通孔，第一密封模块嵌设于通孔内，第一密封模块用于在电机转子与通孔之间形成密封，以阻止推进剂进入电机腔室，第二密封模块设于安装座上且位于第一密封模块的下游，第二密封模块用于在电机转子与通孔之间形成气动密封，同时用于将进入第二密封模块内的推进剂引流至安装座外，以辅助第一密封模块共同阻止推进剂进入电机腔室。本申请提供的轴封装置，能够满足火箭发动机电动泵低泄漏甚至零泄漏的要求，防漏性能好，且结构简单、空间紧凑、造价成本低。
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公开(公告)号：CN112728087A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202110017966.6
申请日：2021-01-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种用于液体火箭发动机的轴封装置，涉及发动机轴封技术领域。本轴封装置包括安装座、第一密封模块和第二密封模块，安装座内设有一用于套设电机转子的通孔，第一密封模块嵌设于通孔内，第一密封模块用于在电机转子与通孔之间形成密封，以阻止推进剂进入电机腔室，第二密封模块设于安装座上且位于第一密封模块的下游，第二密封模块用于在电机转子与通孔之间形成气动密封，同时用于将进入第二密封模块内的推进剂引流至安装座外，以辅助第一密封模块共同阻止推进剂进入电机腔室。本申请提供的轴封装置，能够满足火箭发动机电动泵低泄漏甚至零泄漏的要求，防漏性能好，且结构简单、空间紧凑、造价成本低。
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公开(公告)号：CN110929442A
公开(公告)日：2020-03-27
申请号：CN201911205370.8
申请日：2019-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明公开了一种基于故障物理的液发液发喷管可靠性评估方法及系统，涉及设备质量评估领域，该方法包括基于喷管任一截面上的燃气温度、压强和燃气马赫数的关系，确定喷管内部的燃气温度、压力分布，并将其作为喷管热应力计算的初始荷载；建立喷管的扩张段有限元几何模型，仿真计算得到喷管不同时刻的温度场和应力场；基于仿真计算得到的喷管不同时刻的温度场和应力场，获取每次仿真计算得到的喷管工作最大温度、喷管最大工作压强和喷管最大形变位移；根据仿真次数、喷管属性极限值，以及每次仿真计算时获取的喷管工作最大温度、喷管最大工作压强和喷管最大形变位移，计算得到喷管的工作可靠度。本发明能够定量评估产品的可靠度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112483279B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202011383151.1
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机阀门，涉及航天技术领域，其包括：阀身、阀杆、阀座、阀芯、第一密封装置和第二密封装置。1.本申请提供的火箭发动机阀门，由于所述阀芯上开有若干个通孔，一方面减少了产品自重，另一方面减小了关闭时受到的介质总合力，可减小阀门所需作动装置的大小，实现阀门产品减重。2.由于所述第一密封装置为内压自紧式结构，实现介质压力辅助密封，进一步减少了阀门关闭状态保证可靠密封所需的作动力，实现阀门产品减重，同时进一步增强密封效果。3.本申请提供的火箭发动机阀门，其利用非金属性能辅助密封的部位均为受压力而不受拉力，使得其不存在脱落风险，产品良品率高。
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公开(公告)号：CN112483279A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011383151.1
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机阀门，涉及航天技术领域，其包括：阀身、阀杆、阀座、阀芯、第一密封装置和第二密封装置。1.本申请提供的火箭发动机阀门，由于所述阀芯上开有若干个通孔，一方面减少了产品自重，另一方面减小了关闭时受到的介质总合力，可减小阀门所需作动装置的大小，实现阀门产品减重。2.由于所述第一密封装置为内压自紧式结构，实现介质压力辅助密封，进一步减少了阀门关闭状态保证可靠密封所需的作动力，实现阀门产品减重，同时进一步增强密封效果。3.本申请提供的火箭发动机阀门，其利用非金属性能辅助密封的部位均为受压力而不受拉力，使得其不存在脱落风险，产品良品率高。
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公开(公告)号：CN112304610B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202011383331.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本申请涉及一种低温用轴承试验装置，涉及航天试验器设计应用领域。本装置中的壳体包括一内腔，内腔内设有用于驱动参试轴承转动的驱动轴，密封组件设于内腔中并用于将内腔分别划分为相互隔断的轴载腔、径载腔和轴承腔，轴承腔用于收容参试轴承和驱动轴，加载设备包括轴向加载组件和径向加载组件，轴向加载组件设于轴载腔远离驱动轴的一侧，并用于通过轴载腔对参试轴承施加轴向载荷，径向密封组件设于径载腔远离驱动轴的一侧，并用于对参试轴承施加径向载荷。本申请提供的低温用轴承试验装置，整体结构简单紧凑，承压能力强，能较好地模拟超低温、高转速、对应方向施加载荷的应用环境，为轴承提供良好试验环境，得到精确的试验结果。
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公开(公告)号：CN112304610A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011383331.X
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01M13/04
Abstract: 本申请涉及一种低温用轴承试验装置，涉及航天试验器设计应用领域。本装置中的壳体包括一内腔，内腔内设有用于驱动参试轴承转动的驱动轴，密封组件设于内腔中并用于将内腔分别划分为相互隔断的轴载腔、径载腔和轴承腔，轴承腔用于收容参试轴承和驱动轴，加载设备包括轴向加载组件和径向加载组件，轴向加载组件设于轴载腔远离驱动轴的一侧，并用于通过轴载腔对参试轴承施加轴向载荷，径向密封组件设于径载腔远离驱动轴的一侧，并用于对参试轴承施加径向载荷。本申请提供的低温用轴承试验装置，整体结构简单紧凑，承压能力强，能较好地模拟超低温、高转速、对应方向施加载荷的应用环境，为轴承提供良好试验环境，得到精确的试验结果。
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公开(公告)号：CN111114759A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911338381.3
申请日：2019-12-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种飞行器气动热防护系统，涉及超高速飞行器领域。包括飞行器主体、第一输送组件、第二输送组件和驱动组件，第一输送组件包括低压输送件和贮存件，低压输送件用于将贮存件内的冷却介质加压后朝下游输送，第二输送组件包括第一加压件和第二加压件，第一加压件用于对加压后的冷却介质进一步加压后输送至飞行器主体，冷却介质用于吸收飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化，第二加压件用于将一部分气化后的冷却介质用来驱动第一加压件，驱动组件用于将另一部分气化后的冷却介质的内能转化为动能以产生推力。本发明提供的飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
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