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公开(公告)号：CN117823299A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311783936.1
申请日：2023-12-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 一种低温火箭发动机氧点火路汽化结构，包括汽化器壳体、压紧螺母、换热介质、分散片及调节套筒；汽化器壳体入口侧为法兰，与上游氧导管的法兰对接，汽化器壳体出口侧为喇叭口，与下游氧导管的球形接头对接；汽化器壳体内放入换热介质，每个换热介质均为圆柱形疏松多孔结构；在汽化器壳体入口侧放置分散片，用于分散液氧液滴，保证换热介质换热均匀；在汽化器壳体入口侧用调节套筒和压紧螺母进行压紧固定。本发明实现以气氢、气氧为介质的火炬式电点火，解决点火能量不足的风险，提高火炬点火可靠性。
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公开(公告)号：CN119845585A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411873201.2
申请日：2024-12-18
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明涉及一种用于被动引射高空模拟热试车的关机防护系统和方法，包括：包括贮箱、进气阀、出液阀、高压氮气、液态二氧化碳和连接管路；液态二氧化碳注入贮箱中，高压氮气充入贮箱中，防止液态二氧化碳在贮箱中固化，保证贮箱中的液态二氧化碳为超临界状态；进气阀控制贮箱进气口的通断；连接管路伸入贮箱连通贮箱与真空舱，出液阀设置在连接管路上，控制出液阀的通断；发动机关机后，出液阀打开，贮箱中的超临界二氧化碳在高压氮气作用下通过连接管路排入真空舱吸热降温，快速气化，实现真空舱的快速升压，防止高温燃气返舱烧损发动机。本发明在满足交付发动机试车要求的同时，避免关机高温燃气返舱对交付发动机产生不利影响。
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公开(公告)号：CN117722296A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311845006.4
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/58
Abstract: 一种微小流量两相氢流量控制与测量系统及方法，系统包括泄出阀、流量控制阀、音速喷嘴、换热管、出口汇总管；在发动机端的氢预冷排放口设置泄出阀，泄出阀入口为流量控制及测量系统的入口；换热管的一端连接泄出阀，另一端连接多个支路，每个支路依次接入流量控制阀及音速喷嘴，每个分支路由音速喷嘴节流控制流量，通过选择不同的流量控制阀开关组合控制总流量；在多个支路的音速喷嘴后汇总连接出口汇总管并引至高空排放。总流量根据流量控制阀开关状态和各个音速喷嘴入口压力、温度及出口压力计算流量得到。
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公开(公告)号：CN117703631A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311842901.0
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种低温氢氧发动机微重力环境排放预冷系统，由输送管、低温泵、泄出阀、箭排汇总管及预冷控制器组成。火箭发出预冷指令给预冷控制器要求发动机开始预冷，低温泵温度Tp通过温度反馈给预冷控制器，预冷控制器根据温度反馈，发出泄出控制指令控制泄出阀开关。预先预冷过程控制氢氧系统处于温度上限Tup及温度下限Tdown区间内。本发明采用气相或饱和氢、饱和氧进行预先预冷，使得预冷时间不再受辅助动力沉底时间限制。
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公开(公告)号：CN111412084B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202010265430.1
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室。本发明采用级间分流的方式，即部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出，另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出。且从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等，两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。本发明解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116255276A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202211599862.1
申请日：2022-12-12
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，氧预冷系统包括贮箱、氧泵、氧主阀和过冷液氧；本发明预冷起动方法包括地面预冷和飞行中预冷起动两个过程，地面预冷过程中，氧主阀关闭，过冷液氧从贮箱进入氧系统中，过冷液氧在封闭的氧腔内吸收热量回流至贮箱形成内循环，在火箭发射前使氧泵温度到达预冷条件；飞行中预冷起动过程分为发动机一次起动和再次起动，一次起动前预冷始于火箭起飞前，维持至发动机点火起动氧主阀打开为止；再次起动前预冷始于发动机上一次关机结束，且维持至发动机再次点火起动氧主阀打开为止。本发明在满足发动机预冷起动条件的同时，尽可能减少预冷起动过程中推进剂消耗，提高火箭的性能和运载能力。
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公开(公告)号：CN111412084A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN202010265430.1
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室。本发明采用级间分流的方式，即部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出，另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出。且从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等，两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。本发明解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。
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公开(公告)号：CN115163340B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202210770594.9
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法，系统包括点火室、推力室、氢主阀、氧主阀、氧主汽蚀管、氢泵、氧泵、氢涡轮、氧涡轮；点火室为火炬点火室，氢泵与氢涡轮同轴连接，氧泵与氧涡轮同轴连接；点火室与推力室联通；液氢经过氢泵增压后经推力室夹套换热成为气氢，之后进入到氢涡轮做功带动氢泵旋转，之后从氢涡轮出口流到氧涡轮，驱动氧涡轮带动氧泵旋转，氧泵的输出端连接氧主汽蚀管，氧主汽蚀管分成两路，一路通过氧主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；氧涡轮的输出端分成两路，一路通过氢主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；点火室液氧由氧泵后、氧主阀前引出，气氢由氧涡轮后、氢主阀前引出。
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公开(公告)号：CN115163340A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210770594.9
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法，系统包括点火室、推力室、氢主阀、氧主阀、氧主汽蚀管、氢泵、氧泵、氢涡轮、氧涡轮；点火室为火炬点火室，氢泵与氢涡轮同轴连接，氧泵与氧涡轮同轴连接；点火室与推力室联通；液氢经过氢泵增压后经推力室夹套换热成为气氢，之后进入到氢涡轮做功带动氢泵旋转，之后从氢涡轮出口流到氧涡轮，驱动氧涡轮带动氧泵旋转，氧泵的输出端连接氧主汽蚀管，氧主汽蚀管分成两路，一路通过氧主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；氧涡轮的输出端分成两路，一路通过氢主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；点火室液氧由氧泵后、氧主阀前引出，气氢由氧涡轮后、氢主阀前引出。
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公开(公告)号：CN212479423U
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202020492366.6
申请日：2020-04-07
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室。本实用新型采用级间分流的方式，即部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出，另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出。且从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等，两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。本实用新型解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
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