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公开(公告)号：CN117759459A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311745642.X
申请日：2023-12-18
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种带中心体的高空模拟引射器及其设计方法。引射器包括发动机喷管、带中心体的二次喉道扩压器和机舱；发动机喷管位于机舱内，发动机喷管处套接带中心体二次喉道超音速扩压器，扩压器一端与机舱相接。喷管喉部至喷管小膨胀比处不设置中心体，中心体轴向上从喷管大膨胀比处开始至二次喉道出口结束，小膨胀为能够满足被动引射的膨胀比，大膨胀为不能够满足被动引射的膨胀比。加入中心体后，在喷管内形成的弓形激波与喷管不干涉。由此满足高膨胀比发动机主级被动引射的高空模拟试验需求。
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公开(公告)号：CN108304684A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810238237.1
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维-斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k-ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。
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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：CN117823298A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311776011.4
申请日：2023-12-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种集成电点火功能的液体火箭发动机喷注器，包括燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、中心电极、绝缘套管、半导体、第一底、第二底、第三底、屏蔽导线(高压电缆)、绝缘插座、微晶玻璃密封、点火电缆等组件。本发明在普通的同轴喷嘴内集成电点火器，变成点火喷嘴，在喷注器不同位置集成多个点火喷嘴，实现多点冗余点火，从而既实现了多次点火，又可省却火炬点火的一套复杂系统，同时实现了点火冗余，具有较大的技术优势。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN119828657A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411984264.5
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种液氢液氧发动机故障诊断故障码设计及应用方法，包括两部分，一部分为故障码设计，一部分为故障码应用控制，设计32位变量故障码，设计高字节为报警标志信息，报警标志信息包括总报警标志及历史报警标志，历史报警标志记录近6次报警情况，根据不同迭代判断方式，判断总报警标志是否有效；次高字节为报警类别信息，报警类别信息包括故障大类信息及故障小类信息，故障大类表示某种故障有不同递进分支，故障小类表示某种判断分支有不同递进判断分支；低两字节为具体故障信息，表明在某次判断节点中，具体条件判断情况。
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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：CN117703626A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311837965.1
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种启发电机在甲烷闭式膨胀循环发动机的应用方法，包括：液氧通过液氧入口进入液氧泵增压后，经过氧预冷阀进入换热器与气甲烷换热，经氧循环出口排出；经过氧电动调节阀进入推力室；液甲烷通过液甲烷入口进入甲烷泵增压后，进入推力室的冷却夹套中吸热气化，经过甲烷预冷阀进入换热器中与液氧换热，从甲烷循环出口排出；冷却夹套中的气甲烷驱动涡轮产生输出功率，然后经过甲烷电动调节阀进入推力室中；液氧和甲烷在推力室中燃烧产生高温、高压气体，进一步加热冷却夹套的内壁，并高速喷出产生推力；进入涡轮的甲烷温度和压力升高，带动液氧泵、甲烷泵和启发电机加速旋转，使得液氧和甲烷进一步增压，同时启发电机按需输出电能。
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公开(公告)号：CN108304684B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201810238237.1
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维‑斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k‑ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。
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