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公开(公告)号：CN116380967A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310307081.9
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种热防护材料测试系统，涉及液体火箭发动机组件测试试验技术领域，以解决现有热防护材料测试系统无法提供分布均匀，范围较宽的热环境条件，且无法集中测试不同热防护方案对应的热防护材料在不同的热环境下的热防护性能，试验时间长的问题。包括：试验平台，石墨加热器，试验模拟件；石墨加热器在接通电流时产生热流密度满足预设阈值的热流，形成热源辐射表面，模拟试验的热环境；试验模拟件活动安装在所述试验平台上，试验模拟件在所述试验平台的试验位置进行热防护材料的热防护性能测试试验。本发明提供的热防护材料测试系统用于为热防护材料测试试验提供较宽范围的热环境条件。
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公开(公告)号：CN115964804A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211679551.6
申请日：2022-12-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机组件固体壁面辐射热流数值模拟方法，包括：建立分析对象的三维几何模型；建立三维几何模型对应的仿真几何模型；对仿真几何模型进行热分析网格划分，并对划分后的网格进行参数配置；设置各网格节点的射线数和射线截断分数；根据设置的各网格节点的射线数和射线截断分数，计算得到网格节点间的无量纲辐射传递因子；根据网格节点间的无量纲辐射传递因子，计算得到热源投射到受热体表面的辐射热流密度。本发明解决了发动机高温固体壁面对其它组件的辐射热流计算难题。
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公开(公告)号：CN114440260A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202011189759.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及发动机热防护技术，具体涉及燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，以解决现有发动机燃烧室高热流区域凹腔采用的主动冷却装置存在换热效率低且使用性能差的问题。本发明所采用的技术方案为：一种燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置，包括外壳体、冷却槽道和定向发汗冷却面板；外壳体背面设置在燃烧室内壁上，外壳体正面设置有凹腔内安装有冷却槽道和定向发汗冷却面板，外壳体的背面设置有进油阀和出油阀，进油阀用于获取燃烧室的燃油供应管路中煤油，出油阀用于向喷注器燃油进口提供煤油。
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公开(公告)号：CN119323099A
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202411258473.1
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种非结构网格气液相变能量源项的预测方法及装置，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中的能量源项预测方法对非结构网络能量源项预测精度低的问题。系统包括：获取非均匀结构网格中多个网格单元的流体数据；基于多个网格单元的流体数据，得到相界面网格单元；对相界面网格单元进行相变能量源项构造，得到非均匀笛卡尔网格单元的相变能量源项；根据非结构网格单元的特征长度以及非均匀笛卡尔网格单元的相变能量源项，得到非结构网格单元的相变能量源项；其中，非均匀笛卡尔网格相变能量源项的形式与结构网格的相变能量源项的形式一致；从而提升了对非结构网络能量源项的预测精度。
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公开(公告)号：CN116448429A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310261156.4
申请日：2023-03-17
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明公开了一种交变热环境下燃油与高温合金试验装置及方法，以解决目前燃油在实际的交变环境下的性能变化及其与高温合金的相容性等参数难以获取的技术问题。具体包括依次连通的介质贮箱、试验单元以及回收贮箱；所述介质贮箱用于储存常温燃油；所述试验单元包括试验壳体和第一加热机构；所述试验壳体内设有分别与介质贮箱和回收贮箱连通的高温燃油腔；所述高温燃油腔的内壁上设有第一测温口；所述第一加热机构与所述试验壳体连接，用于对试验壳体进行加热；回收贮箱用于回收从高温燃油腔流出的燃油；所述介质贮箱与试验单元之间的管路上设有A阀门；所述试验单元与回收贮箱之间的管路上设有D阀门。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109441642B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201811527814.5
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明的高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法，为克服现有发动机燃料裂解过程选择性不强，化学热沉较低的技术问题，本发明的供应系统包括燃料贮箱、电加热装置、输送管路、分配管路、多个喷注器、气瓶、减压阀及控制单元；燃料贮箱设置在高速吸气式发动机的换热通道的换热面处，燃料贮箱内贮存有固体燃料；气瓶的出口通过减压阀与燃料贮箱连接；电加热装置用于对燃料贮箱进行加热；多个喷注器的出口朝向燃烧室内；输送管路的入口与燃料贮箱的出口连接，输送管路的出口与换热通道的入口连接，输送管路上还设置有电磁阀；分配管路包括主管路、多个分支管路及燃料分配阀，主管路的入口与换热通道的出口连接。
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公开(公告)号：CN109630314A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811527829.1
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 本发明涉及一种吸气式发动机冷启动系统，为了消除现有发动机所采用的易燃物质引导燃料点火燃烧预热的冷启动结构及气态燃料燃烧预热的冷启动结构所存在的使用安全隐患，本发明的冷启动系统包括燃气发生器、燃气分配阀及开口于燃烧室内壁且位于燃烧室前端的至少一个第一燃料喷注器；燃气发生器包括依次连接的气体发生装置、冷却装置及过滤器；气体发生装置包括燃料腔及发生器点火器，燃料腔装有固体燃料，发生器点火器用于固体燃料的点燃；燃气分配阀的入口与过滤器的出口连接，燃气分配阀设置有与第一燃料喷注器一一对应的至少一个出口，燃气分配阀的出口与第一燃料喷注器分别连接。
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公开(公告)号：CN119534536A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411742435.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机配件，具体涉及一种涡轮泵隔离腔换热系数测试装置及热状态分析方法，目的是解决现有涡轮泵隔离腔难以通过试验的方法获得其内部结构热状态的问题。本发明包括依次连接的燃料腔模拟件、隔离腔模拟件和氧化剂腔模拟件；燃料腔模拟件为第一圆环腔，氧化剂腔模拟件为第三圆环腔，隔离腔模拟件为大端与第二圆环腔一端连接的圆台，圆台的小端与第一圆环腔的一端连接，第二圆环腔的另一端与第三圆环腔的一端连接；第一圆环腔的另一端设置有第一圆环板，第三圆环腔的另一端设置有第三圆环板；第一圆环腔和圆台之间、第二圆环腔和第三圆环腔之间均设置有隔离圆环板。
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公开(公告)号：CN112240719A
公开(公告)日：2021-01-19
申请号：CN202011126078.X
申请日：2020-10-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F28D20/00
Abstract: 本发明公开了一种空心砖蓄热体结构以及蓄热式加热器，该空心砖蓄热体结构包括若干层空心砖单元；每层空心砖单元包括圆柱型空心砖以及环形空心砖；环形空心砖同轴设置在圆柱型空心砖的外部，且圆柱型空心砖的外圆表面与环形空心砖的内环面相接触；环形空心砖由外形、大小、数量均相同的多个第一扇型空心砖以及多个第二扇型空心砖间隔拼接而成；上、下层空心砖通过轴向定位柱连接；圆柱型空心砖中所有第一通孔呈“S”形沿中心轴周期性对称排列，第一扇型空心砖和第二扇型空心砖的所有第二通孔呈“V”形分布。该结构中各个组成部分之间结构稳固性较好，特殊的通孔布局形式有效地防止了空心砖热应力开裂，提高了热稳定性、抗热震性和使用寿命。
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公开(公告)号：CN109630314B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201811527829.1
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K7/18
Abstract: 本发明涉及一种吸气式发动机冷启动系统，为了消除现有发动机所采用的易燃物质引导燃料点火燃烧预热的冷启动结构及气态燃料燃烧预热的冷启动结构所存在的使用安全隐患，本发明的冷启动系统包括燃气发生器、燃气分配阀及开口于燃烧室内壁且位于燃烧室前端的至少一个第一燃料喷注器；燃气发生器包括依次连接的气体发生装置、冷却装置及过滤器；气体发生装置包括燃料腔及发生器点火器，燃料腔装有固体燃料，发生器点火器用于固体燃料的点燃；燃气分配阀的入口与过滤器的出口连接，燃气分配阀设置有与第一燃料喷注器一一对应的至少一个出口，燃气分配阀的出口与第一燃料喷注器分别连接。
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