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公开(公告)号：CN114810428B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202210333311.4
申请日：2022-03-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，包括氢泵前阀、氢泵、吹除单向阀、音速喷嘴、氢涡轮、氢预冷回流阀、节流装置；液氢通过氢泵前阀对氢泵进行预冷；经氢泵后的液氢分成两路，一路通过氢预冷回流阀流出，另一路流向氢涡轮；惰性气体依次经过音速喷嘴、吹除单向阀后分成两路，一路对流向氢涡轮的液氢进行隔离，并同隔离的液氢一起通过氢预冷回流阀流出，一路通过氢涡轮排放至外部；氢预冷回流阀设有两个出口，节流装置安装在其中一个出口上。本发明能够获得发动机氢系统循环预冷特性，获得预冷温降速率随吹除流量及泵前压力的变化关系；确定了氢氧发动机循环预冷时氦隔离密封的安全边界，提高了发动机测试覆盖性，有利于控制风险。
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公开(公告)号：CN117699059A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311796105.8
申请日：2023-12-25
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种多次起动运载器动力系统，设计包括主动力模块、辅助动力模块及增压输送模块的动力系统架构，可重复使用运载器动力方案，统一主、辅动力系统使用的推进剂种类，简化运载器动力系统，提升其重复使用维护性，实现其多次起动功能且起动次数不受起动装置的限制，具备多次起动、多次重复使用能力，同时降低了动力架构设计难度，内部设计优化了布局空间，起到了简化点火系统、提高点火可靠性和稳定性、点火次数不受限制等效果。
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公开(公告)号：CN116163860A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211706446.7
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种抑制氢氧火箭发动机推力室点火冲击的方法，包括：确定氧主阀的打开时间T；确定采用氦气进行吹除时的吹除流量Q；确定燃料贮箱的压力P；进行点火：打开燃料主阀，控制燃料贮箱以压力P注入液氢；液氢经燃料主阀、冷却夹套、燃料头腔后进入推力室内腔；经过时间T‑0.1s后，推力室点火器点火；再经过0.1s后打开氧主阀，液氧经氧入口、氧主阀、氧化剂头腔后进入推力室内腔；当推力室内腔内燃料与氧化剂达到着火混合比时，在推力室点火器的作用下，推力室完成点火；吹除阀在燃料主阀打开时打开、在氧主阀打开时关闭，氦气流量控制为Q。本发明旨在减小氢氧发动机推力室点火瞬间产生的压力峰值，确保推力室和发动机结构的安全。
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公开(公告)号：CN116044610B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202211706428.9
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种双膨胀循环液体火箭发动机系统，包括：燃料泵、燃料涡轮、燃料冷却夹套、氧化剂冷却夹套、燃烧装置、氧化剂涡轮、氧化剂泵、氧化剂主阀、燃料主阀、燃料控制阀和燃料旁通路；燃料泵、燃料冷却夹套、燃料涡轮、燃烧装置头腔形成燃料通路；燃料涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有燃料主阀；燃料旁通路一端与管路A联通，另一端与管路B联通；燃料控制阀设置在燃料旁通路上；氧化剂泵、氧化剂冷却夹套、氧化剂涡轮的、燃烧装置头腔形成氧化剂通路；氧化剂涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有氧化剂主阀。本发明将氧涡轮泵的涡轮工质变为氧气，简化了氧涡轮泵的密封结构，提高了氧涡轮泵的工作安全性与固有可靠性。
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公开(公告)号：CN112360647A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202010897756.6
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法，属于液体火箭发动机技术领域。在发动机起动时，由所述电池供电，驱动所述电动同轴泵工作，液氧、液甲烷经过所述电动泵增压后分别进入所述燃气发生器、所述推力室，并由电点火方式点燃；进入所述燃气发生器的液氧、液甲烷燃烧后产生的燃气驱动所述发动机主涡轮泵起旋，从而完成发动机起动过程；由所述电动同轴泵为所述燃气发生器、所述推力室提供的推进剂，在点燃状态下作为火炬点燃所述燃气发生器、所述推力室的推进剂主流，从而完成发动机燃烧室的点火。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116877295A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310784544.0
申请日：2023-06-29
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 一种液体火箭发动机气控系统冗余方法，包括：控制气气瓶依次经控制气减压阀、第一三通管路后，连通控制气路，对下游被控阀门进行控制；非控制气气瓶依次经非控制气减压阀、第二三通管路后，连通非控制气路；第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且在并联管路中部设有单向导通的电磁阀；发动机关机时，电磁阀打开，保证第二三通管路向第一三通管路单向导通；控制气减压阀的出口压力不小于控制气路下游被控阀门控制腔压力；非控制气减压阀的出口压力不小于控制气减压阀的出口压力和带单向阀电磁阀流阻之和。本发明消除了控制气路上下游所有单点故障模式。
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公开(公告)号：CN115977830A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211678428.2
申请日：2022-12-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种闭式循环氢氧火箭发动机系统，包括：推力室、预燃室、氢涡轮泵、氧涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀和推力室氢阀；氢涡轮泵的出口3A分别连接预燃室的入口2A和推力室冷却夹套的入口；预燃室氢阀设置在氢涡轮泵的出口3A与预燃室的入口2A之间的管路上；推力室冷却夹套的出口接氢涡轮泵的入口3A；氢涡轮泵的出口3B接推力室，推力室氢阀设置在氢涡轮泵的出口3B与推力室之间的管路上；氧涡轮泵的出口4A接预燃室的入口2B，预燃室氧阀设置在氧涡轮泵的出口4A与预燃室的入口2B之间的管路上；预燃室的出口接氧涡轮泵的入口4A，氧涡轮泵的出口4B接推力室。本发明提高了发动机比冲性能，优化了发动机整体性能，提高了发动机可靠性。
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公开(公告)号：CN114810428A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210333311.4
申请日：2022-03-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，包括氢泵前阀、氢泵、吹除单向阀、音速喷嘴、氢涡轮、氢预冷回流阀、节流装置；液氢通过氢泵前阀对氢泵进行预冷；经氢泵后的液氢分成两路，一路通过氢预冷回流阀流出，另一路流向氢涡轮；惰性气体依次经过音速喷嘴、吹除单向阀后分成两路，一路对流向氢涡轮的液氢进行隔离，并同隔离的液氢一起通过氢预冷回流阀流出，一路通过氢涡轮排放至外部；氢预冷回流阀设有两个出口，节流装置安装在其中一个出口上。本发明能够获得发动机氢系统循环预冷特性，获得预冷温降速率随吹除流量及泵前压力的变化关系；确定了氢氧发动机循环预冷时氦隔离密封的安全边界，提高了发动机测试覆盖性，有利于控制风险。
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公开(公告)号：CN119467136A
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411512739.0
申请日：2024-10-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种电动泵压式液氧甲烷火箭主辅动力一体化系统，采用电动泵对火箭贮箱中的低压推进剂进行增压，增压后的推进剂通过换向阀换向可控制其进入姿轨控发动机或回到火箭贮箱，若换向阀将推进剂持续不断供入姿轨控发动机，则可实现姿轨控发动机连续稳定工作；若换向阀将推进剂供入姿轨控发动机随后马上切换至火箭贮箱，循环往复可实现姿轨控发动机脉冲工作。换向阀可保持电动泵下游时刻保持正常流通状态，无论姿轨控发动机稳定工作还是脉冲工作，电动泵均可正常稳定工作。换向阀前安装汽蚀管，姿轨控发动机脉冲工作时电动泵保持转速和功率不变，即可使泵后压力和流量恒定，进入姿轨控发动机的流量恒定可保证姿轨控发动机每一次脉冲工作产生的推力恒定。
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公开(公告)号：CN116044610A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202211706428.9
申请日：2022-12-29
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种双膨胀循环液体火箭发动机系统，包括：燃料泵、燃料涡轮、燃料冷却夹套、氧化剂冷却夹套、燃烧装置、氧化剂涡轮、氧化剂泵、氧化剂主阀、燃料主阀、燃料控制阀和燃料旁通路；燃料泵、燃料冷却夹套、燃料涡轮、燃烧装置头腔形成燃料通路；燃料涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有燃料主阀；燃料旁通路一端与管路A联通，另一端与管路B联通；燃料控制阀设置在燃料旁通路上；氧化剂泵、氧化剂冷却夹套、氧化剂涡轮的、燃烧装置头腔形成氧化剂通路；氧化剂涡轮与燃烧装置头腔之间的连接管路上设置有氧化剂主阀。本发明将氧涡轮泵的涡轮工质变为氧气，简化了氧涡轮泵的密封结构，提高了氧涡轮泵的工作安全性与固有可靠性。
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