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公开(公告)号：CN112628190B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202011507424.9
申请日：2020-12-18
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涡轮泵用组合密封装置，该装置包括液封轮、两瓣环组件、盖板；发动机启动前，位于液封轮侧的推进剂压力大于涡轮腔侧的压力，受涡轮泵介质入口压力的作用，两瓣环组件与盖板贴合形成密封面，用于阻止推进剂进入涡轮腔；发动机工作时，液封轮被转子带动旋转后产生的离心力将涡轮腔内液体沿径向抛出，从而将介质入口压力降低，液封轮的密封能力降低了作用于两瓣环组件上的液体压力，两瓣环组件与涡轮泵壳体配合面贴合，同时石墨环与转子之间零对零配合，阻止推进剂和燃气通过间隙相遇。该密封装置实现了发动机涡轮泵推进剂介质密封装置空间尺寸小，结构紧凑，多次起动，可重复使用的要求。
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公开(公告)号：CN115310307A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202211244521.2
申请日：2022-10-12
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种用于判定火箭发动机端面密封可重复使用性的方法，步骤为：（1）确定火箭发动机端面密封的单次运行时间、重复使用次数、静环石墨凸台高度；（2）依据火箭发动机热试车试验数据，建立端面密封磨损系数与工作时间的关系；（3）确定飞行状态下火箭发动机端面密封磨损率，进而确定总飞行时间后静环石墨凸台的实际磨损量；（4）计算火箭发动机端面密封的安全系数G与安全系数阈值ξ的关系，当时，判定端面密封满足重复使用寿命要求，当时，判定端面密封不满足重复使用寿命要求。本发明能够提高端面密封设计可靠性及可重复使用性能，从而更加精确的判定火箭发动机可重复使用性能。
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公开(公告)号：CN111677600A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010512510.2
申请日：2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机涡轮泵浮动环密封方法，具体涉及一种多次起动火箭发动机浮动环吹除压力精确控制方法。本发明的目的是解决现有多次起动火箭发动机浮动环吹除压力控制方法中存在控制精确性差、分流孔板更换难度大且耗时长的技术问题，提供一种多次起动火箭发动机浮动环吹除压力精确控制方法。该方法包括以下步骤：1)对浮动环进行吹除试验，记录浮动环吹除气路压力P2和分流孔板孔径D2的数值；2)设定吹除总气路源头压力P1、吹除总气路孔板孔径D1和一系列浮动环介质泄漏当量孔径D3，绘制分流孔板选型图；3)在分流孔板选型图上找到与点(D2，P2)最接近的曲线，确定所需分流孔板孔径；4)将分流孔板放置于吹除管路中。
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公开(公告)号：CN116644515A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310621035.6
申请日：2023-05-29
IPC: G06F30/15 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开一种可重复使用的脱开式端面密封结构的设计方法，涉及端面密封技术领域，以提高脱开式端面密封结构的可靠性。所述方法包括：根据端面密封结构的液封轮密封试验，结合工作参数和预设尺寸参数，确定端面密封结构的液封轮修正增压系数；基于预设载荷系数和预设尺寸参数，分别确定端面密封结构内径和外径；基于增压系数、端面密封结构内径和外径，结合工作参数和预设尺寸参数，确定对应的目标参数；在目标参数不满足预设参数条件的情况下，通过对预设尺寸参数以及预设载荷系数进行修正，直至基于修正后的预设尺寸参数以及预设载荷系数确定的当前目标参数满足预设参数条件，确定对应的端面密封结构为合格端面密封结构。
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公开(公告)号：CN114178550A
公开(公告)日：2022-03-15
申请号：CN202111421838.4
申请日：2021-11-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: B22F10/28 , B22F5/00 , B22F10/85 , B22F10/64 , B22F10/66 , B22F10/68 , B22F10/47 , B33Y10/00 , B33Y40/20 , B33Y80/00
Abstract: 本发明一种液体火箭发动机喷注盘激光选区熔化成型方法，主要解决现有喷注盘的支撑结构在产品成型过程中容易变形、材料消耗过多及产品成型后支撑结构难以去除等技术问题。本发明提供的成型方法为：(1)在三维软件中进行添加蜂窝状支撑结构的喷注盘三维模型的参数化设计建模，生成喷注盘模型；将添加蜂窝状支撑后的喷注盘三维模型导入激光选区熔化成型软件中，并确定喷注盘的摆放方式；(2)设定工艺参数并生成打印轨迹；(3)进行激光选区熔化成型的准备工作并完成喷注盘的打印成型，获得喷注盘半成品；(4)对喷注盘半成品进行后加工处理得到液体火箭发动机喷注盘成品。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106197796A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610504483.8
申请日：2016-06-30
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01L5/00
CPC classification number: G01L5/00
Abstract: 本发明公开了一种适用于液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力测试方法，包括步骤：1)以密封装配后的高度为密封压缩量的起始点进行弹力测试：1.1)测试条件：试验速度为1～5mm/min；1.2)在密封装配的压缩量允许范围内，使密封分别压缩X1、X2……Xn，n≥3，记录相应的弹力值F1、F2……Fn；1.3)当密封压缩量达到Xn时，在密封装配的压缩量允许范围内继续下压密封一定距离，然后停止下压使密封返回，记录密封返回过程中密封的压缩量为Xn……X2、X1时相应的弹力值Fn′……F2′、F1′；2)根据步骤1)所得数据计算U型密封环的摩擦力Ff；3)计算密封脱开压力ΔP。本发明所公开的方法在密封组件状态即能精确获得液体火箭发动机脱开式密封的脱开压力。
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公开(公告)号：CN111677600B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202010512510.2
申请日：2020-06-08
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机涡轮泵浮动环密封方法，具体涉及一种多次起动火箭发动机浮动环吹除压力精确控制方法。本发明的目的是解决现有多次起动火箭发动机浮动环吹除压力控制方法中存在控制精确性差、分流孔板更换难度大且耗时长的技术问题，提供一种多次起动火箭发动机浮动环吹除压力精确控制方法。该方法包括以下步骤：1)对浮动环进行吹除试验，记录浮动环吹除气路压力P2和分流孔板孔径D2的数值；2)设定吹除总气路源头压力P1、吹除总气路孔板孔径D1和一系列浮动环介质泄漏当量孔径D3，绘制分流孔板选型图；3)在分流孔板选型图上找到与点(D2，P2)最接近的曲线，确定所需分流孔板孔径；4)将分流孔板放置于吹除管路中。
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公开(公告)号：CN112628190A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011507424.9
申请日：2020-12-18
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涡轮泵用组合密封装置，该装置包括液封轮、两瓣环组件、盖板；发动机启动前，位于液封轮侧的推进剂压力大于涡轮腔侧的压力，受涡轮泵介质入口压力的作用，两瓣环组件与盖板贴合形成密封面，用于阻止推进剂进入涡轮腔；发动机工作时，液封轮被转子带动旋转后产生的离心力将涡轮腔内液体沿径向抛出，从而将介质入口压力降低，液封轮的密封能力降低了作用于两瓣环组件上的液体压力，两瓣环组件与涡轮泵壳体配合面贴合，同时石墨环与转子之间零对零配合，阻止推进剂和燃气通过间隙相遇。该密封装置实现了发动机涡轮泵推进剂介质密封装置空间尺寸小，结构紧凑，多次起动，可重复使用的要求。
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公开(公告)号：CN110657124B
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN201910924516.8
申请日：2019-09-25
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种端面密封结构中摩擦温升情况的获取方法及系统，基于端面密封复杂的工况特征和结构尺寸，开展精确的摩擦温升精确计算。本发明基于运转试验的实测值获得了端面密封结构的实际工作条件，并以此为基础，结合端面密封结构的几何尺寸特征和工作过程中动静环不同区域的实际工况，通过仿真软件得到端面密封结构的热像图，从而准确、直观的获得到端面密封结构中摩擦温升情况。
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公开(公告)号：CN110657124A
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201910924516.8
申请日：2019-09-25
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种端面密封结构中摩擦温升情况的获取方法及系统，基于端面密封复杂的工况特征和结构尺寸，开展精确的摩擦温升精确计算。本发明基于运转试验的实测值获得了端面密封结构的实际工作条件，并以此为基础，结合端面密封结构的几何尺寸特征和工作过程中动静环不同区域的实际工况，通过仿真软件得到端面密封结构的热像图，从而准确、直观的获得到端面密封结构中摩擦温升情况。
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