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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：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：CN113109498A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110272090.X
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G01N31/12
Abstract: 一种用于淬熄试验的等压燃烧装置，包括壳体、稳压腔、主燃烧腔、副燃烧腔等；壳体端部沿周向均匀分布若干副燃烧腔，壳体内设置主燃烧腔、稳压腔；主燃烧腔侧壁设置进气孔，主燃烧腔与各副燃烧腔连通，主燃烧腔与副燃烧腔之间为淬熄通道；主燃烧腔与稳压腔之间用膜片隔开；主燃烧腔和副燃烧腔内预先充入均匀混合的可燃气体，稳压腔内为氮气，主燃烧腔、副燃烧腔、稳压腔内初始压力相同；每个副燃烧腔的侧壁装有热电偶，副燃烧腔末端安装光学玻璃窗。本发明的装置用于在恒定燃烧压力环境中进行淬熄试验，能够实现0～10MPa的等压燃烧。
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公开(公告)号：CN119664527A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411892760.8
申请日：2024-12-20
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种燃气发生器循环液氧甲烷发动机的推力与混合比控制方法，根据燃气发生器循环液氧甲烷发动机系统方案，确定发动机推力和混合比的控制量；基于试车数据制定控制量与被控量推力和混合比的插值表；根据飞行需求确定推力和混合比控制指令，并在获取的插值表中进行插值，调节控制量，实现变推力控制和稳定的混合比控制。本发明中基于试车数据制定了不同档位混合比下推力与四个调节阀开度的插值表，实现人工解耦，弥补了现有技术在控制推力与混合比时两者互相影响的不足；实现发动机连续的大范围变推力控制，并按照需求调节发动机混合比。
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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN112253336B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN202010942370.2
申请日：2020-09-09
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及方法，通过重复试验能够最终获得燃烧装置熄火边界。首次试验后，根据试验结果是否熄火进行重复试验，若首次试验燃烧装置(1)熄火，则重复试验中逐渐提高氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)不再熄火，此时的氧化剂/燃料的质量流量比即为熄火边界。若首次试验燃烧装置(1)未熄火，则重复试验中逐渐降低氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)熄火，则熄火前一次试验的氧化剂/燃料比为燃烧装置的熄火边界。
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公开(公告)号：CN112253336A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202010942370.2
申请日：2020-09-09
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明一种验证燃烧装置熄火边界的试验系统及方法，通过重复试验能够最终获得燃烧装置熄火边界。首次试验后，根据试验结果是否熄火进行重复试验，若首次试验燃烧装置(1)熄火，则重复试验中逐渐提高氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)不再熄火，此时的氧化剂/燃料的质量流量比即为熄火边界。若首次试验燃烧装置(1)未熄火，则重复试验中逐渐降低氧贮箱(2)降压后的压力值，直至试验中燃烧装置(1)熄火，则熄火前一次试验的氧化剂/燃料比为燃烧装置的熄火边界。
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公开(公告)号：CN116201659A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211678427.8
申请日：2022-12-26
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，包括：推力室、预燃室、氢预压涡轮泵、氧预压涡轮泵、氢主涡轮泵、氧主涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀、推力室氢阀、推力室氧阀、氢涡轮燃气喷嘴、氧涡轮燃气喷嘴、氢预压涡轮音速喷嘴、推力室氧气蚀管、推力室夹套音速喷嘴和推力室燃气头腔；氢预压涡轮泵经氢主涡轮泵、预燃室氢阀接预燃室，氧预压涡轮泵经氧主涡轮泵、预燃室氧阀接预燃室，预燃室分别经氢涡轮燃气喷嘴和氧涡轮燃气喷嘴后接推力室燃气头腔。本发明所述设定补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，能够降低半系统试验难度，提高试验安全性和可靠性。
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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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