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公开(公告)号：CN114896780B
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202210482780.2
申请日：2022-05-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型构建方法，包括：根据物料进出燃气发生器的流量，建立液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程；建立燃气质量分数方程；根据燃气在混合气中的质量分数，建立混合气热值方程；建立惰性气体参与建压时燃气发生器内部压力方程；将建立的液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程、燃气质量分数方程、混合气热值方程、以及燃气发生器内部压力方程进行组合，构建惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型。本发明技术方案可应用于相应工程问题，能够准确预测使用惰性气体强迫起动的液氧甲烷发动机起动阶段的发生器建压过程，辅助制定液氧甲烷发动机的起动方案，节省试验成本和时间。
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公开(公告)号：CN112594094B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011504551.3
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。本发明的目的是解决现有液氧甲烷发动机起动化学点火方式，采用液体甲烷直接挤压点火剂点火时，容易造成点火剂结冰，堵塞供应系统，造成点火失败等风险的技术问题，提供一种基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法。在现有发动机的单向阀和预装有点火剂的点火导管之间，增设了包含起动箱、中间介质管路、第一阀门和第二阀门的中间介质供应段，中间介质的冰点低于燃料预冷后的温度，其沸点高于点火剂的冰点，中间介质作为过渡燃料，以防止燃料与点火剂直接接触，保证中间介质在液态情况下不会冻住点火剂，而与燃料接触时又不会被燃料冻住结冰。
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公开(公告)号：CN111720239B
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN201910595291.6
申请日：2019-07-03
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，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题，以及现有液氧煤油为主推进剂的月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN112628017A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011504546.2
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为了解决全流量补燃循环发动机推力室压力高带来的冷却套高承压与换热需求无法满足的技术问题，本发明提供了一种全流量补燃循环发动机推力室冷却套承压流路优化方法，首先将燃料涡轮泵中的泵设计为由一级泵和二级泵构成的两级级联式；然后将一级泵的出口分为两路，其中一路出口连接推力室收扩段冷却套的入口，另一路出口连接二级泵的入口，将二级泵的出口连接推力室扩张段冷却套入口，将推力室收扩段冷却套的出口引至发动机较低压力的位置，将推力室扩张段冷却套出口引至燃气发生器；最后，将进入推力室收扩段冷却套的介质流量Q1设置为总流量Q的20‑40％，将推力室扩张段冷却套的介质流量Q2设置为Q‑Q1。
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公开(公告)号：CN111720239A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN201910595291.6
申请日：2019-07-03
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，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题，以及现有液氧煤油为主推进剂的月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110407655B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201910667722.5
申请日：2019-07-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: C06C9/00
Abstract: 本发明涉及一种基于低温燃料的化学点火装置及方法，旨在解决现有技术中存在的点火剂易结冰、堵塞供应系统导致点火失败的问题。该装置包括有隔离单元；隔离单元包括隔离介质充填导管、充填导管入口阀门以及充填导管出口阀门；隔离介质充填导管两端分别连接燃料供应单元和点火单元；其上还通过充填导管入口阀门连接装有隔离介质的隔离介质容器，隔离介质的冰点小于低温燃料的沸点，其沸点大于点火剂的冰点；隔离介质充填导管上还通过充填导管出口阀门连接有位置高于隔离介质充填导管的透明管。基于该装置本发明还提供了一种一种基于低温燃料的化学点火方法，通过低温燃料推进隔离介质进而推进点火剂，使得点火剂与氧化剂接触并自燃，从而完成点火。
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公开(公告)号：CN110410233A
公开(公告)日：2019-11-05
申请号：CN201910667733.3
申请日：2019-07-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及一种多组元封装式点火器。解决了现有低温燃料挤压点火剂时会造成点火剂结冰的问题。该点火器包括点火管、隔离阀以及加注器；点火管一端设置与外部燃料供应单元连接的点火管入口，另一端设置有与外部发动机燃烧装置连接的点火管出口；点火管内包括从入口至出口方向依次串联设置的N级过渡推进剂容腔以及一个点火剂容腔；N≥1；点火管入口、每级过渡推进剂容腔之间以及点火管出口均设有隔离阀；每级过渡推进剂容腔以及点火剂容腔上均设有加注器。
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公开(公告)号：CN119778119A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411831581.3
申请日：2024-12-12
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种流量调节器起调状态转换的起动控制方法，包括：在流量调节器的第一道节流窗口设置压差传感器，根据压差传感器得到第一道节流窗口压差ΔP；如果第一道节流窗口压差ΔP小于预设起调压降，则根据第一道节流窗口压差ΔP和预设流量#imgabs0#得到第一道节流窗口面积变化率δA，并通过电机进行控制调节，满足预设流量需求；如果第一道节流窗口压差ΔP不小于预设起调压降，则根据预设流量#imgabs1#得到第一道节流窗口的面积A，电机控制流量调节器使得第一道节流窗口的面积为A。本发明解决了全流量补燃循环发动机起动过程能量控制的难题，提高发动机起动可靠性。
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公开(公告)号：CN115523060A
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202211153881.1
申请日：2022-09-21
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种多次点火模块系统、加注方法及试后处理方法，涉及液体火箭发动机总体领域，多次点火模块系统包括点火剂贮箱，点火剂贮箱的气腔连通进气管的一端，点火剂贮箱的液腔连通出液管的一端，进气管和出液管的另一端均连通控制管路；控制管路，一端为控制气入口，另一端连通发动机，控制管路上设置截止阀，截止阀连通出液管，控制气入口压力增大，截止阀打开，点火剂能够从出液管经过截止阀输入至发动机；增压气源入口，连通于进气管；液体加注口和气体吹除口，均连通于出液管；第二吹除口，连通于控制管路，并位于截止阀出口位置。能够在多次点火剂模块在使用结束后，将其内部和发动机内腔处理干净，以便从发动机拆除重新加注再次使用。
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公开(公告)号：CN114896780A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210482780.2
申请日：2022-05-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型构建方法，包括：根据物料进出燃气发生器的流量，建立液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程；建立燃气质量分数方程；根据燃气在混合气中的质量分数，建立混合气热值方程；建立惰性气体参与建压时燃气发生器内部压力方程；将建立的液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程、燃气质量分数方程、混合气热值方程、以及燃气发生器内部压力方程进行组合，构建惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型。本发明技术方案可应用于相应工程问题，能够准确预测使用惰性气体强迫起动的液氧甲烷发动机起动阶段的发生器建压过程，辅助制定液氧甲烷发动机的起动方案，节省试验成本和时间。
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