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公开(公告)号：CN117699059A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311796105.8
申请日：2023-12-25
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种多次起动运载器动力系统，设计包括主动力模块、辅助动力模块及增压输送模块的动力系统架构，可重复使用运载器动力方案，统一主、辅动力系统使用的推进剂种类，简化运载器动力系统，提升其重复使用维护性，实现其多次起动功能且起动次数不受起动装置的限制，具备多次起动、多次重复使用能力，同时降低了动力架构设计难度，内部设计优化了布局空间，起到了简化点火系统、提高点火可靠性和稳定性、点火次数不受限制等效果。
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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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公开(公告)号：CN108412637B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201810216348.2
申请日：2018-03-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，氢涡轮泵通过氢主阀与推力室管道连接；氢涡轮泵通过氢涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过氧主阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过补氧阀与补氧燃烧器的一侧管道连接；补氧燃烧器的一端与氧涡轮泵管道连接，补氧燃烧器的另一端通过氧涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接。本发明简化了发动机系统方案，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
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公开(公告)号：CN118378550B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827404.1
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/0442 , F02K9/72 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供了基于智能化降阶模型的液体火箭发动机系统仿真方法，涉及液体火箭发动机系统仿真技术领域，包括构建针对液体火箭发动机核心部件的液体火箭发动机部组件仿真模型（发动机头腔仿真模型和流量调节器仿真模型）；基于发动机各部件的部件参数对相应的液体火箭发动机部组件仿真模型进行智能化降阶，得到目标降阶模型；将目标降阶模型嵌入至液体火箭发动机系统仿真平台，以对液体火箭发动机进行系统仿真。本申请保证了模型的高精度和可降阶性，在液体火箭发动机整体系统仿真中引入智能化降阶模型，在提高仿真效率的同时，能够更好地保持系统级仿真的高精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118378550A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827404.1
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06N3/0442 , F02K9/72 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请提供了基于智能化降阶模型的液体火箭发动机系统仿真方法，涉及液体火箭发动机系统仿真技术领域，包括构建针对液体火箭发动机核心部件的液体火箭发动机部组件仿真模型（发动机头腔仿真模型和流量调节器仿真模型）；基于发动机各部件的部件参数对相应的液体火箭发动机部组件仿真模型进行智能化降阶，得到目标降阶模型；将目标降阶模型嵌入至液体火箭发动机系统仿真平台，以对液体火箭发动机进行系统仿真。本申请保证了模型的高精度和可降阶性，在液体火箭发动机整体系统仿真中引入智能化降阶模型，在提高仿真效率的同时，能够更好地保持系统级仿真的高精度。
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公开(公告)号：CN112360647A
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN202010897756.6
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法，属于液体火箭发动机技术领域。在发动机起动时，由所述电池供电，驱动所述电动同轴泵工作，液氧、液甲烷经过所述电动泵增压后分别进入所述燃气发生器、所述推力室，并由电点火方式点燃；进入所述燃气发生器的液氧、液甲烷燃烧后产生的燃气驱动所述发动机主涡轮泵起旋，从而完成发动机起动过程；由所述电动同轴泵为所述燃气发生器、所述推力室提供的推进剂，在点燃状态下作为火炬点燃所述燃气发生器、所述推力室的推进剂主流，从而完成发动机燃烧室的点火。
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公开(公告)号：CN108412637A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810216348.2
申请日：2018-03-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，氢涡轮泵通过氢主阀与推力室管道连接；氢涡轮泵通过氢涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过氧主阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过补氧阀与补氧燃烧器的一侧管道连接；补氧燃烧器的一端与氧涡轮泵管道连接，补氧燃烧器的另一端通过氧涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接。本发明简化了发动机系统方案，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
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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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