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公开(公告)号：CN113567136B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202110796767.X
申请日：2021-07-14
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机结构位姿测量系统，具体涉及一种大推力火箭发动机结构位姿测量系统及补偿方法，其目的是解决现有技术存在未对所用相机自身在冲击、振动条件下的附加位移进行剥离，而大推力火箭发动机试车所产生的环境振动非常强烈，导致识别的关键结构位姿变化偏差较大的技术问题。该系统包括参考标志点、反光标志点、控制采集器和至少两个高速摄影机。该补偿方法通过两台以上高速摄影机，对大推力火箭发动机结构上的反光标志点进行位移解算，获得发动机结构位姿数据，在试车台的对接端设置参考标志点，以获取高速摄影机相对于试车台的振动数据，并利用其对发动机位姿信息进行补偿，以获取被测发动机相对于试车台的位姿变化数据。
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公开(公告)号：CN112781722B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202110074903.4
申请日：2021-01-20
IPC: G01H17/00
Abstract: 一种基于有限测点的管路振动全面检测预示方法，该方法中将管道系统载荷及约束条件反演方法转化为最优化问题：取一定载荷及约束条件下测点加速度响应的仿真信号和实验信号的残差函数作为优化问题的目标函数，在参数可行域内寻找最优解使目标函数极小；管道系统的载荷及约束条件进行分步反演重构：先给管路施加已知的载荷，对约束条件参数进行重构，然后基于重构的约束条件参数，对载荷参数进行重构；最后基于重构所得载荷、约束参数和管道结构设计参数及材料，通过有限元建模求解获得管道系统的全面振动信息。本发明可综合考虑复杂多样的管路结构、连接与约束形式，实现对管路系统振动和损伤状态的全面检测，具有检测精度高、工程适用性强等优点。
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公开(公告)号：CN112555055B
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202011400057.2
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法。本发明的目的是解决现有技术存在所采用的输入载荷都是单一加速度载荷，难以满足复杂热试车过程中多源载荷激励情况的技术问题，提供一种液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法。本发明综合了液体火箭发动机整机结构动力学建模技术与多激励源冲击动力学分析方法，在对液体火箭发动机整机模型进行合理简化后基础上，采用在多个位置施加强迫位移载荷作为激励输入，开展液体火箭发动机整机结构动力学分析，对发动机关键部位结构强度以及摇摆轴承摇摆角度进行分析，能够对发动机结构优化以及极限承载能力提供有效评估，进而对后来的高工况试车发动机结构强度提供有效预估。
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公开(公告)号：CN111720238B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910595271.9
申请日：2019-07-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。
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公开(公告)号：CN112628020A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011509952.8
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及低温补燃循环发动机，具体涉及低温补燃推力室冷却流路和控制方法。本发明的目的是解决现有低温补燃循环发动机存在发动机系统起动时，冷却用燃料或氧化剂经过未预冷的推力室冷却流路后再进入燃气发生器，导致燃气发生器存在很大点火失败风险的技术问题，提供一种低温补燃推力室冷却流路和控制方法。该装置定义燃料主阀、氧化剂主阀其中一个为第一主阀，第一主阀的出口管路分为两路，一路连接低温分流阀入口，另一路连接推力室冷却流路入口，低温分流阀出口和推力室冷却流路出口连接管路，及未定义为第一主阀的另一个燃料主阀或氧化剂主阀的出口连接管路，均用于连接发动机的富燃发生器入口和/或富氧发生器入口。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110685820B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201911013568.6
申请日：2019-10-23
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种过滤器，属于航天发动机推进剂过滤技术领域。该过滤器的中心体与内层滤网模块的第一内环连接，内层滤网模块的第一外环与外层滤网模块的第二内环连接，内层滤网模块的第一顶环的直径小于内层滤网模块的第一外环的直径，外层滤网模块的第二顶环的直径小于外层滤网模块的第二外环的直径，以保证发动机推进剂供应管的下游安装空间充足。内层滤网模块的第一内支板沿中心体周向均匀地连接于第一外环、第一内环和第一顶环之间；外层滤网模块的第二内支板沿第二外环周向均匀地连接于第二外环、第二内环和第二顶环之间；第一顶环作为过滤入口，第一外环作为过滤出口,使得推进剂的杂质不易汇聚在过率网上，有效提高了过滤效率。
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公开(公告)号：CN111963338A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010803585.6
申请日：2020-08-11
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种气体分支管路的导流装置，包括一个入口、两个主出口、一个副出口、入口叶片、两个出口大叶片、出口半孔、中部小孔以及小型波纹管。导流装置从入口至出口为相互贯通的一体成形结构。本发明所述的一种气体分支管路的导流装置布置于液体火箭发动机的涡轮出口，作为单涡轮泵双推力室液体火箭发动机调节分支路燃气流量的关键组件，在其它单入口来流、双出口的动力机械上，普遍存在流量不均匀的情况，也可用此导流装置根据实际需要调节两出口管的流量。
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公开(公告)号：CN111720238A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201910595271.9
申请日：2019-07-03
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。
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公开(公告)号：CN108180087B
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201711462579.3
申请日：2017-12-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种承高压的泵后燃料摇摆装置，包括传力环叉、常平环、S型增强波纹管和导流筒；两个传力环叉分别连接在S型增强波纹管的进口端和出口端，传力环叉包括传力环和对称连接在传力环两侧的两个传力臂；常平环为环状结构，径向均布有安装孔；销轴与传力臂固定连接，关节轴承安装在常平环的安装孔内，常平环与销轴通过关节轴承铰接，使传力环叉相对常平环转动；传力环与S型增强波纹管固定连接；S型增强波纹管置于常平环内；用于梳理流场方向的导流筒与进口端传力环叉固定连接，置于S型增强波纹管内。本发明提供的承高压燃料摇摆装置可以适应液体火箭发动机高压燃料路双向摇摆要求，在输运高压介质的同时保证发动机摇摆过程中良好的位移补偿能力。
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公开(公告)号：CN110107428A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910450910.2
申请日：2019-05-28
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明提供了一种高排空率高压起动箱，解决现有起动箱在高压气体挤压起动箱排出液体时，存在胶囊表面受压不均匀，影响胶囊翻转性能，对液体排空率存在不利影响的问题。其包括第一半球壳体、第二半球壳体、胶囊、胶囊压紧环以及一级均流板；第一半球壳体和第二半球壳体扣合，形成一个球型腔；胶囊位于所述球型腔内，将球型腔分隔成液腔和气腔；该一级均流板位于气腔内并靠近气体接管嘴的位置设置使挤压气均匀作用于胶囊表面，提升翻转性能，进而提高起动箱排空率和起动箱工作寿命；且第一半球壳体上仅设置一个液体接管嘴，用于向内加注液体和向外供应液体，使第一半球壳体的加工工艺更加简单，维修方便。
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