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[发明专利]一种试验数据管理方法-CN202310767242.2在审
发明人：邓博文;张相盟;姜文;刘宇;范文婷;李志立;王瑞龙;范力思 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G06F16/11 文献下载
摘要：本发明公开一种试验数据管理方法，包括建立试验数据组织结构，所述试验数据组织结构包括整机热试车试验数据结构、力学环境试验数据结构与液流试验数据结构；所述整机热试车试验数据结构为：产品代号(发动机代号/产品化组合件代号)‑产品图号(设计图编号)‑产品编号‑试验项目‑试验序号‑试验参数‑试验参数记录；所述力学环境试验数据结构为：产品代号(发动机代号/产品化组合件代号)‑产品图号(设计图编号)‑产品编号‑试验项目‑试验序号(对同一试验产品在不同时间做了多次进行区分)‑试验参数‑试验参数记录；所述液流试验数据结构为：本发明能够对所有类型的试验数据进行全覆盖，适用于新的试验类型、试验数据的扩展使用。
一种试验数据管理方法

[发明专利]一种流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统和方法-CN202310859455.8在审
发明人：李斌;邢理想;李鹏飞;马冬英;龚南妮;高远皓;何闯;崔星;张京;董蒙 -专利权人： 西安航天动力研究所;西北工业大学
申请日： 2023-07-13 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开一种流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统和方法，涉及火箭发动机起动控制及流量调节器动态特性技术领域，以解决现有试验无法获得精准的流量调节器转级过程中的频率特性的问题。流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统包括：激励装置、流量调节器、第一控制器、第二控制器以及测控系统；测控系统根据各控制器的延迟特性同时向两路控制器发送启动指令；使流量调节器动态转级的同时激励器按照预设频率扫频；以模拟流量调节器转级过程中受到的外界频率扰动；根据试验数据确定流量调节器转级过程中的频率特性。本发明提供的流量调节器动态转级过程中频率特性试验系统用于对流量调节器受到上/下游组件扰动情况进行模拟试验。
一种流量调节器动态过程频率特性试验系统方法

[发明专利]一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法-CN202310874211.7在审
发明人：凌前程;李龙飞;卞香港;李光熙;王化余;宋大亮 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-17 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法，为了解决催化剂床的结构尺寸大、催化分解能力不足、对外辐射热较大且成本高的技术问题。具体包括燃烧室、与燃烧室头部依次同轴连接的燃料喷注室、催化分解室，以及设置在催化分解室头部的端盖。本发明将过氧化氢在燃料喷注室处分为两部分，一部分进入催化剂床分解为高温燃气，另一部分进入燃料喷注室内部，在高温燃气中进行热蒸发和热分解形成混合燃气后与碳氢燃料点火燃烧，这样降低了催化分解室内的过氧化氢流量，减小了催化剂床结构尺寸，降低了催化剂床的重量及成本，且减小了推力室的热损失，提高了燃烧性能，可用于过氧化氢大推力高压双组元发动机。
一种复合分解过氧化氢推力发动机点火方法

[发明专利]一种双偏心轴承径向约束装置及火箭发动机-CN202310794003.6在审
发明人：黄晓磊;张琳;何宏疆;郭维;刘文超;任佳;刘上;张兴军 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： F16C17/12 文献下载
摘要：本发明涉及一种双偏心轴承径向约束装置，主要解决现有通过固定连接的方式，无法在约束焊接变形导致的偏差和发动机工作过程中涡轮泵下端产生位移的基础上，对焊接的残余变形进行补偿的技术问题。该装置包括轴承座、设置于轴承座内的轴承内圈和轴承外圈，及设置于轴承内圈上的连轴；所述轴承座用于与第一待约束机构连接；所述轴承外圈固定连接于轴承座上，轴承外圈沿轴向的偏心位置设置有与轴承内圈相适配的第一安装孔；所述轴承内圈安装于第一安装孔内，轴承内圈与第一安装孔间隙配合，轴承内圈沿轴向的偏心位置设置有与连轴相适配的第二安装孔；所述连轴安装于第二安装孔内，用于与第二待约束机构连接。
一种偏心轴承径向约束装置火箭发动机

[发明专利]一种发动机试验异构型喷管确定方法、装置及电子设备-CN202310853673.0在审
发明人：李光熙;梁俊龙;朱显昊;王玉峰;莫建伟;郭威;黄雪刚;陈磊 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-12 - 公布日： 2023-10-27 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本申请公开一种发动机试验异构型喷管确定方法、装置及电子设备，涉及液体火箭发动机技术领域。方法包括：采用流线追踪的方式确定设备喷管内型面；基于所述设备喷管内型面，向外扩展预设尺寸确定设备喷管内壁面结构；在所述喷管气动型面的第一预设位置设置加强筋结构、以及在所述喷管气动型面的第二预设位置设置集液腔；根据试验台入口尺寸和燃烧室入口结构尺寸，在所述设备喷管气动型面入口和所述设备喷管气动型面出口分别设置法兰，得到所述发动机试验异构型喷管，通过流线追踪的方式得到的设备喷管内型面，保证出口流畅与异型燃烧室的匹配性能良好，可以有效模拟高马赫数来流条件，可以解决异型超燃冲压发动机燃烧室来流模拟困难的问题。
一种发动机试验构型喷管确定方法装置电子设备

[发明专利]一种液体火箭发动机数据主模型系统及构建访问方法-CN202110856995.1有效
发明人：陈宏玉;王天飞;周晨初;李舒欣;刘占一;王丹;周康;张庆;陈一丹;丁吉 -专利权人： 西安航天动力研究所;苏州同元软控信息技术有限公司
申请日： 2021-07-28 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G06F16/176 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机数据主模型系统及构建访问方法，以解决液体火箭发动机系统研发阶段不同软件工具产生的大量数据人工管理工作量大、易出错且不能保证数据的一致性和最新性的问题。该系统包括设计仿真软件模块、文件结构树、数据上传模块、信息文件生成模块、数据主模型和集成接口模块。该系统的构建方法包括：构建文件结构树和集成接口模块、生成数据文件、数据文件上传、生成信息文件、文件存储到文件结构树生成数据主模型；该系统的访问方法包括：寻找访问目标的分类、信息文件遍历、调用集成接口模块解析数据文件、数据显示。该方法实现了各个设计仿真软件的协同和数据共享，保证了互通数据的一致性和最新性。
一种液体火箭发动机数据模型系统构建访问方法

[发明专利]一种镶嵌式密封环的加工工装及加工方法-CN202111270678.8有效
发明人：孙浩;张玻溶;姜文权;袁江;吴朝辉;杨祎;张艳明 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2021-10-29 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： B28D7/04 文献下载
摘要：本发明涉及镶嵌式密封环加工工艺，具体涉及一种镶嵌式密封环的加工工装及加工方法，用于解决现有镶嵌式密封环压装技术存在或是石墨局部切边甚至压裂现象，或是使金属材料性能发生变化导致无法满足设计要求，同时加快金属环座表面氧化腐蚀从而降低端面密封可靠性的不足之处，以及现有轴向装夹加工工装存在尺寸精度及形位公差精度不足、制品合格率地及端面密封可靠性差的不足之处。该镶嵌式密封环的加工工装包括夹具座、轴向定位装置和径向定位装置；该加工工装兼顾了径向间隙补偿和轴向定位装夹功能，能够显著提升镶嵌式密封环尺寸精度及形位公差精度。同时，本发明还提供了一种镶嵌式密封环的加工方法。
一种镶嵌密封加工工装方法

[发明专利]一种对称型耐低温组合式密封装置-CN202110473533.1有效
发明人：李正大;周芮;常涛;宋勇;张玻溶;闫方琦;李志宇 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2021-04-29 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F16J15/16 文献下载
摘要：本发明涉及一种组合式密封装置，具体涉及一种对称型耐低温组合式密封装置。本发明的目的是解决现有动密封结构中存在采用端面密封，存在密封性和可靠性有限，且环境适应性差和可重复性差的技术问题。该装置采用液封轮、液封轮内端面与静环密封组件的端面密封和浮动环密封串联布局，以液封轮和静环密封组件的端面密封为主密封，浮动环密封为辅助密封，微量泄漏介质可通过各泄出通道排出，具有密封结构紧凑，密封能力强，可靠性高，耐受环境温度范围大，可耐受液氧的低温，可重复性好，以及适应高压工作环境的优点。
一种对称低温组合式密封装置

[发明专利]一种电磁驱动装置及先导式电磁气动阀-CN201710330250.5有效
发明人：魏学峰;孙亮;罗大亮;宋会玲;陈展;曾维亮;张王攀 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2017-05-11 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F16K31/06 文献下载
摘要：本发明属于控制阀领域，具体涉及一种电磁驱动装置及先导式电磁气动阀。该电磁驱动装置包括壳体、电磁线圈、隔磁垫、永磁铁和衔铁。该先导式电磁气动阀包括上述电磁驱动装置，还包括阀体、导阀单元和主阀单元。本发明对电磁驱动装置进行优化设计，使衔铁受到差动磁能分配，克服了永磁铁自锁力的不利影响，有效的保证了所需响应性能的可靠实现。本发明主要用于液体火箭发动机、卫星在轨执行系统、地面试验系统和自动化流体管路系统等流量较大、压力较高的场合，具有响应快速的优点。
一种电磁驱动装置先导气动阀

[发明专利]火箭发动机端面密封可重复使用性能的确定方法及装置-CN202310620052.8在审
发明人：庄宿国;高玉闪;罗光钊;黄丹;郝飞;周芮;陈杰 -专利权人： 西安航天动力研究所;西北工业大学
申请日： 2023-05-29 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开一种火箭发动机端面密封可重复使用性能的确定方法及装置，涉及端面密封技术领域，用于确定端面密封结构的可重复使用性能，以提高液体火箭发动机的可靠性。所述方法包括：获取端面密封结构的工作参数和尺寸参数；基于工作参数、尺寸参数和预设泄漏量阈值，结合端面密封结构泄漏量和工作寿命的第一对应关系，确定端面密封结构对应的理论工作寿命；在理论工作寿命大于火箭发动机对应的重复使用寿命时，确定端面密封结构为合格端面密封结构。
火箭发动机端面密封重复使用性能确定方法装置

[发明专利]一种喷注器-CN202310634995.6在审
发明人：熊剑;李龙飞;李平;肖虹;王焕燃;房喜荣;刘昭宇 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于减少与喷注器接触的高温燃气量，提升对于喷注器的冷却效果。喷注器包括壳体、隔离板、第一喷嘴和第二喷嘴，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴包括内喷嘴和外喷嘴，内喷嘴的第三端为封闭端，第四端密封穿过隔离板后连接于面板，内喷嘴与燃烧室连通。内喷嘴上开设有第一流道，第一流道与第一容纳腔连通。外喷嘴套设于第四端外，外喷嘴上开设有第二流道，外喷嘴的内壁与内喷嘴的外壁之间形成第三流道，第二流道与第二容纳腔和第三流道连通。第二喷嘴内设置有第四流道，第四流道沿第二喷嘴的轴线方向螺旋延伸，第二喷嘴用于喷注第二推进剂至燃烧室，并形成液锥膜。
一种喷注器

[发明专利]一种火箭基组合发动机-CN202310678328.8有效
发明人：李光熙;晋晓伟;张蒙正 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-09 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明公开一种火箭基组合发动机，涉及航空航天发动机技术领域，以解决火箭基组合发动机结构集成度差和使用寿命较低的问题。所述火箭基组合发动机包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道连通。
一种火箭组合发动机

[实用新型]一种电液执行器供电电路-CN202320397934.8有效
发明人：刘维国;尚飞跃;徐庆春;杨露;杨春辉;董珊珊;史鑫磊;朱鑫垚 -专利权人：中国石油化工股份有限公司;西安航天动力研究所
申请日： 2023-03-03 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： H02J1/10 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种电液执行器供电电路，包括电源模块和外接电源，外接电源与电源模块电性连接，所述电源模块包括执行机构工作电源、控制系统电源和远程控制电源，所述控制系统电源为PLC系统供电，所述PLC系统包括PLC系统控制器和PLC系统辅助控制模块。本实用新型提供的一种电液执行器供电电路相比现有技术中采用多组电液执行器或者电液执行器与气动执行机构、电动执行机构和手动执行装置并行安装节约了大量成本，而且能够通过不同方式控制，还能保证不相互干扰，尤其在其中一路通讯或者控制方式元器件出现问题的时候其他路能够及时替补，也不需要提供备用电源，保证了控制的可靠性。
一种执行供电电路

[发明专利]一种直流互击式姿控推力室-CN202310867325.9在审
发明人：刘茹;刘晓伟;程晓军;郭显伟;邹宇;马化杰;刘永安 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-14 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本发明公开一种直流互击式姿控推力室，涉及航空航天领域，以解决外壁绝热环境下直流互击式姿控推力室射流不均匀的问题。直流互击式姿控推力室包括：直流互击式喷注器设有喷注腔和环腔，环腔同心置于喷注腔外围，喷注腔导入氧化剂，喷注腔设有第一喷注孔，环腔导入燃料，环腔设有由多个导流孔连通的上层集液腔和下层集液腔，上层集液腔在燃料导入近端的腔道高度和环道宽度大于燃料导入远端的腔道高度和环道宽度，下层集液腔为等高环形腔设有第二喷注孔；身部包括燃烧室、喉部和扩张段，喷注器设于燃烧室一端。将燃料和氧化剂注入直流互击式喷注器，通过其内部特殊结构设计，使喷注孔射流至燃烧室的出液时间均衡，降低偏烧问题，提高射流稳定性。
一种直流互击式姿控推力

[发明专利]一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法-CN202310817807.3在审
发明人：李斌;张晓军;凌前程;李龙飞;孙海雨;钟博;王化余;刘上;李文龙;丰雪平 -专利权人： 西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法，用于解决现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题。本发明的隔板喷嘴，为保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，但由于外壳体位于高温燃烧场内的长度越高，隔板喷嘴需要的热防护裕度越高，因此，本发明外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢，同时建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解，获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚及冷却剂流速，大大提高了隔板喷嘴的热防护裕度。
一种强化冷却液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法

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