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[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]一种声学闭端边界条件模拟装置-CN202310859461.3在审
发明人：李斌;邢理想;李鹏飞;陈晖;曹晨;董蒙;何闯;任孝文 -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： 2023-09-19 - 主分类号： G01M10/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种声学闭端边界条件模拟装置，涉及模拟装置技术领域，以解决现有技术中的模拟装置针对中低频激励的隔离效果差，导致最终试验结果误差大的问题。所述声学闭端边界条件模拟装置包括：第一导流管和多个连通件。两个第一导流管相对且间隔设置，每一第一导流管的第一端与一个连通件的第一端对应连通，且两个连通件的第二端相互远离。两个第一导流管的第二端通过至少一个连通件连通，其中，组装后的第一导流管和连通件形成具有开口端的容纳空间。
一种声学边界条件模拟装置

[发明专利]一种发动机组件频率特性分析方法、装置、设备及介质-CN202310649813.2在审
发明人： 邢理想;高玉闪;李斌;赵瑞国;蒲星星;龚南妮;何闯;任孝文;马冬英;董蒙;张京 -专利权人：西安航天动力研究所;西北工业大学
申请日： 2023-06-02 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： G01R23/02 文献下载
摘要：本发明公开一种发动机组件频率特性分析方法、装置、设备及介质，涉及火箭发动机测试技术领域，以解决现有频率特性分析方法准确率低且耗费时间的问题。一种发动机组件频率特性分析方法，包括：获取动态特性试验中的激振器参数和测点处的压力时域信号；根据扫频速率与预设速率阈值的比较结果，选择对应的变换方法对压力时域信号进行变换得到三维时频色谱图；对三维时频色谱图进行斜切处理，得到目标三维时频色谱图；根据目标三维时频色谱图生成各测点对应的幅频曲线；根据各测点对应的幅频曲线确定发动机组件频率特性。本发明提供的发动机组件频率特性分析方法用于提高发动机组件频率特性分析的准确性。
一种发动机组件频率特性分析方法装置设备介质

[发明专利]液体火箭发动机试车膜盒式端面密封故障监测方法-CN202210494199.2有效
发明人：高玉闪;张航;张晓光;马键;邢理想;贾洁羽;陈文 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-05-05 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机试车膜盒式端面密封故障监测方法，首先在液体火箭发动机隔离腔吹除入口处设置压力测点和温度测点，在燃料侧排放口设置压力测点和温度测点，在氧化剂侧排放口设置压力测点和温度测点；然后设置监测参数阈值，实时采集各测点参数，当其超过对应的阈值时，判断其发生端面密封故障。本发明同时还能计算端面密封泄漏量。
液体火箭发动机试车盒式端面密封故障监测方法

[发明专利]一种泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法、装置及介质-CN202310062921.X在审
发明人：张振臻;陈晖;张航;马红宇;张晓光;邢理想;陈泽灏 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-01-16 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G06Q10/04 文献下载
摘要：发明公开一种泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法、装置及介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决现有方法无法仅基于气瓶内压的测量结果实时确定气瓶剩余使用寿命的问题。一种泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法，包括：获取气瓶内压测量值和气瓶离散状态空间方程；基于气瓶内压测量值，通过观测器和气瓶离散状态空间方程对气瓶进行状态估计，得到估计状态值；基于估计状态值以及预设迭代步长对气瓶集中参数动力学模型中的气瓶内压和气瓶温度进行迭代，直至气瓶内压达到临界内压值，得到迭代次数；基于迭代次数与预设迭代步长计算气瓶剩余寿命。本发明提供的泄漏故障下气瓶剩余寿命的预测方法用于提高气瓶剩余寿命的准确度，方法简便。
一种泄漏故障下气剩余寿命预测方法装置介质

[发明专利]一种液氧甲烷发动机及其多次点火方法-CN202211436283.5在审
发明人：高玉闪;邢理想;李春红;武晓欣;张航;马键;陈文;贾洁羽 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-11-16 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： F02K9/46 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体发动机及其点火方法，具体涉及一种液氧甲烷发动机及其多次点火方法，为解决现有技术中存在的火药多次点火时需要更换药柱或安装多套火药点火器，不利于重复使用，以及电火炬式点火供气系统复杂的不足之处。本发明一种液氧甲烷发动机，包括设置在推力室的推力室等离子体点火器、设置在燃气发生器上的发生器等离子体点火器，以及电源；所述推力室等离子体点火器和发生器等离子体点火器均设置有气体入口，用于连接高压气源；一种液氧甲烷发动机的多次点火方法，利用等离子体点火对推力室和燃气发生器进行点火，可以改善燃烧环境、提高燃烧速度，起到辅助燃烧和火焰维持的功能。
一种液氧甲烷发动机及其多次点火方法

[发明专利]一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法-CN202210624452.1有效
发明人：高玉闪;苏展;邢理想;张晓光;秦艳平;张航;李春红 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-06-02 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明一种高压补燃发动机混合燃气涡轮绝热功计算方法，包括基于SRK立方形状态方程，结合混合规则，计算得到真实气体效应下高压燃气热物性；根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压混合燃气涡轮真实绝热功；结合SRK立方形状态方程，引入压缩因子，根据真实气体效应下高压燃气热物性，计算得到高压燃气涡轮的近似绝热功。本发明利用SRK方程和高压流体热力学偏离函数，计算方法较为简便，且计算结果较为准确，有一定的工程应用前景。
一种高压发动机混合燃气涡轮绝热计算方法

[发明专利]考虑真实气体效应的液体火箭发动机热试验参数设置方法-CN202011405279.3有效
发明人：秦艳平;马冬英;蒲星星;邢理想;王海燕;李鹏飞;张晟 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-12-02 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种考虑真实气体效应的液体火箭发动机热试验参数设置方法，旨在避免出现涡轮功率计算的偏差。该方法以理想气体的涡轮功率为基础，考虑真实气体效应对涡轮绝热功的影响，通过气体压缩因子的线性加权对理想气体的涡轮功率进行修正；其中，气体压缩因子基于RKS状态方程进行求解；基于计算得到的涡轮功率，再根据流量、压力、功率平衡计算其他热试验参数。本发明充分考虑了真实气体效应对涡轮功率的影响，设置的发动机联试和热试工况参数更为准确，从而能够降低试验风险。
考虑真实气体效应液体火箭发动机试验参数设置方法

[发明专利]一种多次点火模块系统、加注方法及试后处理方法-CN202211153881.1在审
发明人：高玉闪;武晓欣;邢理想;赵剑;陈文;贾洁羽;马振宇 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-09-21 - 公布日： 2022-12-27 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：一种多次点火模块系统、加注方法及试后处理方法，涉及液体火箭发动机总体领域，多次点火模块系统包括点火剂贮箱，点火剂贮箱的气腔连通进气管的一端，点火剂贮箱的液腔连通出液管的一端，进气管和出液管的另一端均连通控制管路；控制管路，一端为控制气入口，另一端连通发动机，控制管路上设置截止阀，截止阀连通出液管，控制气入口压力增大，截止阀打开，点火剂能够从出液管经过截止阀输入至发动机；增压气源入口，连通于进气管；液体加注口和气体吹除口，均连通于出液管；第二吹除口，连通于控制管路，并位于截止阀出口位置。能够在多次点火剂模块在使用结束后，将其内部和发动机内腔处理干净，以便从发动机拆除重新加注再次使用。
一种多次点火模块系统加注方法处理

[发明专利]一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法-CN202210772226.8在审
发明人：高玉闪;陈晖;张航;邢理想;杜飞平;马冬英;马楠;张海明;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： 2022-06-30 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种火箭发动机动态特性仿真方法，具体涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法，解决了现有技术中存在的系统模型建立难度大、对开发者要求高、建立的模型实用性差的问题；该方法包括如下步骤：确定动态特性仿真目标‑构建概念模型‑建立液体火箭发动机建模仿真系统‑开发基于Modelica语言的液体火箭发动机动态模型库‑液体火箭发动机系统模型搭建‑液体火箭发动机系统模型验证‑液体火箭发动机动态特性仿真应用；该方法采用本发明的液体火箭发动机建模仿真系统，组件模型可以组合快速构建任何型号的液体火箭发动机系统模型。
一种基于 modelica 语言液体火箭发动机动态特性仿真方法

[发明专利]一种燃气与起动介质掺混建压压力确定方法及建压系统-CN202210482799.7在审
发明人：张晓光;张航;武晓欣;任孝文;邢理想;马键;贾洁羽 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-05-05 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： G01M99/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种燃气与起动介质掺混建压压力确定方法及建压系统，该方法包括：将燃气和起动介质的掺混气考虑为均相介质，确定此时建压为P1；将掺混气认定为独立介质，引入燃气的流通面积分配系数α，则起动介质的流通面积分配系数为1‑α，确定此时建压为P2；引入掺混系数β代表掺混程度，掺混建压的压力为：Pmix＝β·P1+(1‑β)·P2，其中0＜β＜1。建压系统包括管路连接的气瓶、减压阀、节流圈、截止阀、单向阀、掺混容腔和建压喉部。本发明提供的一种液氧甲烷燃气发生器在起动介质流量与燃气流量为相当量级情况下进行热试时，燃气与起动介质掺混建压系统、系统设计方法及掺混建压压力确定方法，保证了燃气发生器热试时起动介质流量的准确控制及建压的准确确定。
一种燃气起动介质掺混建压压确定方法系统

[发明专利]一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法-CN202010850805.0有效
发明人：李春红;高玉闪;邢理想;武晓欣;赵剑;张相盟;陈文 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-08-21 - 公布日： 2022-07-19 - 主分类号： F02K9/50 文献下载
摘要：本发明提供一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统及热试方法，以解决现有条件下大范围变工况富氧补燃发动机推力室无法单独考核的问题。热试系统包括用于向待考核推力室提供热试条件的燃气发生器、涡轮压比模拟装置、燃料供应单元以及氧化剂供应单元；燃气发生器通过涡轮压比模拟装置与待考核发动机推力室相连；燃料供给单元包括燃料贮箱以及三路燃料供应管路；三路燃料供应管路分别为发生器燃料路、推力室点火路和推力室燃料主路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路；氧化剂供应单元包括氧化剂贮箱以及发生器氧化剂供应路。
一种富氧补燃发动机推力室直连热试系统方法

[发明专利]一种集成化减压装置-CN202010549509.7有效
发明人：张相盟;马键;邢理想;高玉闪;武晓欣;秦红强;张航 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-06-16 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： F17D1/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种集成化减压装置，包括：第一高压自锁阀、第二高压自锁阀、第三高压自锁阀、减压阀I、减压阀II、减压阀III、单向阀I、单向阀II、入口多通元件I、入口多通元件II、出口多通元件、出口三通元件、导管、底板、第二外套螺母II、第一箍带I、第二箍带I、第三箍带I、箍带II、第一箍带III、第二箍带III、箍带IV、第一压力传感器I、第二压力传感器I、压力传感器II和压力传感器III。本发明将各路用于减压的部件集成，实现了将两路高压气体分别减压至各路所需压力并分流实现四路气体供应，使得该装置具有功能集成性高、重量较小、使用维护更为方便的优点。
一种集成化减压装置

[发明专利]气气推力室喷注器真实供应条件的热试装置-CN202011504614.5有效
发明人： 邢理想;龚南妮;武晓欣;张相盟;陈赟;张航;马振宇 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种气气推力室喷注器真实供应条件的热试装置，以解决现有的推力室及其喷注器热试都是针对液态推进剂掺混燃烧或气液掺混燃烧的推力室喷注器开展的，试验方法和试验装置均无法用于气气掺混燃烧的推力室喷注器热试中的问题。该装置包括推力室试验件单元、富氧燃气发生器单元和富燃燃气发生器单元。推力室试验件单元包括推力室试验件，推力室试验件用于安装被试喷注器，富氧燃气发生器单元包括富氧燃气发生器，富燃燃气发生器单元包括富燃燃气发生器，富氧燃气发生器和富燃燃气发生器的出口分别与推力室试验件连接，用于向推力室试验件供应富氧燃气和富燃燃气。
推力室喷注器真实供应条件试装

[发明专利]低温补燃推力室冷却流路和控制方法-CN202011509952.8有效
发明人：陈文;王猛;邢理想;王海燕;龚南妮;马键;杨永红 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： F02K9/46 文献下载
摘要：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。
低温推力冷却控制方法

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