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公开(公告)号：CN119933898A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411984165.7
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于利用系统质量输出的智能关机方法，包括：获得利用系统剩余推进剂质量输出、推进剂不可用质量、推进剂秒耗量和抬升远地点关机时间；计算剩余推进剂中燃烧剂和氧化剂的预测可工作时间，得到剩余推进剂的预测可工作时间；比较剩余推进剂的预测可工作时间与抬升远地点关机时间，判断液体火箭是否能够飞行到抬升的远地点；根据判断结果，选取抬升远地点对应半长轴或者标准远地点对应半长轴执行关机控制。本发明通过切换卫星入轨目标轨道，以抬高卫星远地点，减少卫星变轨带来的推进剂消耗量，提高了卫星在轨寿命，提高了剩余推进剂的利用率。
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公开(公告)号：CN119778120A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411997656.5
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京中科宇航技术有限公司
Abstract: 本申请涉及一种地面引射与增压耦合的液体火箭基础级发动机组合式预冷系统，包括低温推进剂贮箱、贮箱排气阀、氧输送管路、氧回流管路、引射器、预冷排放阀、氧排放管路、预冷排放阀控制管路、引射增压管路、氧排气管路、排气阀控制管路；低温推进剂贮箱与贮箱排气阀连通，低温推进剂贮箱的底端与氧输送管路连通；氧输送管路与氧输送管路连通；预冷排放阀与发动机和引射器连通；引射器与氧回流管路连通；氧回流管路与低温推进剂贮箱连通；氧排放管路与预冷排放阀连通；预冷排放阀控制管路与预冷排放阀控制气口连通；引射增压管路与引射器连通；氧排气管路与贮箱排气阀连通；排气阀控制管路与贮箱排气阀控制气口连通。本申请能够实现循环和排放预冷的任意切换。
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公开(公告)号：CN115306587B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202210899476.8
申请日：2022-07-28
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汽蚀管稳定套接连接结构，属于液体火箭发动机汽蚀管设计领域；包括变径管路、汽蚀管、螺栓、固定壳体、汽蚀管固定结构、密封垫圈；所述固定壳体设置有轴向水平设置的变径通道；变径管路与变径通道同轴对接；变径管路与固定壳体之间通过螺栓固连；汽蚀管同轴设置在变径管路的内腔中，且汽蚀管伸入固定壳体的变径通道内；汽蚀管通过变径通道的台阶实现轴向限位；密封垫圈套装在汽蚀管轴向伸入固定壳体一端的外壁；汽蚀管固定结构设置在密封垫圈的外壁，实现将汽蚀管与固定壳体固连；本发明的汽蚀管稳定套接结构，不用改变汽蚀管结构，加工与装配操作简单可行，另外通过套接结构与结构优化，解决了总装布局和频率耦合的问题。
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公开(公告)号：CN119373626A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411510918.0
申请日：2024-10-28
Applicant: 江苏大学
Abstract: 本发明提供一种旋转爆轰发动机的轴向射流点火起爆系统及其方法。推进剂供应系统包括燃料和氧化剂的供应设备、燃料喷嘴、环缝及燃料/氧化剂预混注入管道。轴向射流点火系统包括点火塞、预燃室和引火射流装置，点火塞位于预燃室底部，引火射流装置与预燃室出口连接。发动机本体包括燃烧室外环、内环及燃烧室，燃烧室一端连接发动机盖板，另一端为出口。控制系统包括总监测控制器、传感器，用于监测和调节燃料与氧化剂的流量。本发明通过调整射流火焰的强度和角度，可实现快速、可靠的起爆，提高发动机在各种工况下的性能和可靠性。此外，射流点火装置的布置方式灵活多样，能够有效实现多次重复起爆，确保发动机在复杂工况下的稳定运行。
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公开(公告)号：CN119333311A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411780558.6
申请日：2024-12-05
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及富氧补燃循环发动机，具体涉及一种富氧补燃循环发动机及其性能偏差补偿方法，解决了现有的发动机性能偏差补偿方法难以在满足性能精度的同时保证发动机的合格率，以及难以精准有效地控制发动机性能精度的技术问题。本发明提供的富氧补燃循环发动机的性能偏差补偿方法，通过设置混合比调节器和推力调节器，并建立发动机的静态仿真模型，通过静态仿真模型获得推力调节器与发动机推力、混合比调节器开度与发动机混合比之间的关系，然后根据主要干扰因素的极限偏差范围获得推力调节器和混合比调节器的开度范围以补偿发动机的性能偏差，从而在不更换系统组件的前提下，实现富氧补燃循环发动机性能偏差的针对性补偿。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117823296B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202311808482.9
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Abstract: 本发明实施例提供了一种可回收液体运载火箭增压输送系统，包括共底设置的一级液氧箱和一级燃料箱，一级燃料箱的下方设置有若干个一级发动机，一级发动机与一级燃料箱相连接；液氧输送系统包括两个液氧输送结构和一个注气式蓄压器；一级液氧箱的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰；液氧输送结构连接在液氧箱输送法兰上；注气式蓄压器的底部通过液氧三通连接在两个液氧输送结构上，且注气式蓄压器对液氧输送系统进行POGO抑制。满足一字级火箭发射回收过程中的增压与推进剂输送的功能。本发明的结构设置合理，实现侧壁对称输送，防止因液氧泄露而导致氧气、燃料气混合而导致的爆炸问题，解决现有技术中输送管会影响火箭稳定性和平稳性的技术不足。
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公开(公告)号：CN118242197B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410438601.4
申请日：2024-04-12
Applicant: 蓝箭航天技术有限公司
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机增压控制方法，包括：在发动机推进剂主管路入口设置N个压力变送器，其中N为正整数；获取N个压力变送器的压力值；选择数据接近的N‑1个压力变送器的压力值并取其平均值作为反馈压力；将目标压力与反馈压力之间的差值作为第一差值，若第一差值小于第一预定阈值则打开推进剂贮箱的放气阀门，若第一差值大于零且小于第二预定阈值时则关闭放气阀门，若第一差值大于第二预定阈值则打开推进剂贮箱的增补阀门。该控制方法能够精准采集压力值并进行相应的阀门控制。
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公开(公告)号：CN117869117B
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202311807303.X
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京天兵科技有限公司
Abstract: 本发明实施例提供一种蓄压器及运载火箭的推进剂输送系统，涉及运载火箭技术领域，多通设于运载火箭的第一低温推进剂的输送通道上；蓄压器包括与多通的多通壳体为一体化设计结构的蓄压器壳体；设于蓄压器壳体内的具有竖向弹性伸缩的环形膜片，以及封于环形膜片的上端的盖板；环形膜片的下端连接于蓄压器壳体的沿水平方向设置的连接端；设于环形膜片的下端的挡板，挡板连接于连接端；竖向设于环形膜片内的弹簧，弹簧的第一端接触设于盖板的内壁，弹簧的第二端接触设于挡板的上表面。多通内的第一低温推进剂与蓄压器这个整体的弹性增加，降低了第一低温推进剂输送系统的固有频率，与运载火箭的一级结构的固有频率相互错开，实现POGO抑制的目的。
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公开(公告)号：CN118361334A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410592382.5
申请日：2024-05-13
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及流量调节装置技术领域，具体涉及一种电磁驱动低温可调汽蚀文氏管，包括：管本体，其内部依次设置为进流腔、收缩腔和扩张腔；调节件，滑动安装在管本体内，调节件一端连接磁力件，另一端连接有针锥件，磁力件上套设有第一通电线圈和第二通电线圈，第一通电线圈与第二通电线圈沿轴向间隔设置。第一通电线圈和第二通电线圈适于分别对磁力件施加方向相反的磁力，以驱动调节件带动针锥件朝向或远离扩张腔滑动，调整收缩腔的通流面积，从而实现液体流量调节。在可调汽蚀文氏管中针锥件和调节件均设于管本体内部，无需设置动密封结构，提高了可调汽蚀文氏管的密封性且密封结构简单。
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公开(公告)号：CN114876668B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202210281766.6
申请日：2022-03-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本申请公开一种过氧化氢发动机及其控制方法，涉及航天发动机技术领域，该过氧化氢发动机包括过氧化氢通道和顺次连接的分解室、燃料喷注器和燃烧室，过氧化氢通道的出气口与分解室的进气口连通，还包括燃料进管、过氧化氢进管、第一吹除气体进管、燃料主阀、过氧化氢主阀和第一吹除阀，燃料进管连接在燃料喷注器的进料口，燃料主阀安装在燃料进管上，过氧化氢进管连接在过氧化氢通道的进气口，过氧化氢主阀安装在过氧化氢进管上；第一吹除气体进管连接在过氧化氢主阀的出口端，第一吹除阀安装在第一吹除气体进管上。
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