-
公开(公告)号：CN115726902B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202211455708.7
申请日：2022-11-21
申请人： 北京中科宇航技术有限公司
摘要： 本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，喉栓体的前端由隔热套前端的喉栓体伸出孔伸出。本申请可以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。
-
公开(公告)号：CN117627818A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311532285.9
申请日：2023-11-16
申请人： 西安长峰机电研究所
IPC分类号： F02K9/86
摘要： 本发明涉及固体姿轨控发动机技术领域，具体涉及一种连续调节旋转阀门式流量调节装置、发动机及飞行器，本装置包括：阀体、阀门组件以及驱动组件，阀体内为阀体的内腔体，阀体外周上开设有多个与阀体的内腔体连通的喷管接口，喷管接口用于连接侧向喷管；阀门组件设置在阀体的内腔体内，且每个喷管接口处均对应设置一个阀门组件，驱动组件用于驱动阀门组件遮挡侧向喷管的入口喉道。本装置为导弹提供大推力，以满足弹体大过载的飞行要求。
-
公开(公告)号：CN114233523B
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202111495516.4
申请日：2021-12-09
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明提供了一种控制固液混合发动机推力的方法及系统，方法包括：在当前采样周期内，获取固液混合发动机的当前推力；依据当前推力与目标调控推力，得到当前推力偏差，依据当前推力偏差以及历史推力偏差，得到流量增量值；依据流量增量值以及上一采样周期的历史流量值，获取流量设定值，基于流量设定值以及获取的实时流量值，得到流量偏差值；对流量偏差值进行比例、积分、微分运算，得到阀芯位移增量值，依据阀芯位移增量值以及上一采样周期的阀芯历史位移，获取阀芯位移设定值，基于阀芯位移设定值以及设置在阀芯上的位置传感器反馈的阀芯实时位移，得到阀芯位移偏差，依据阀芯位移偏差调节阀芯位移。可以提高固液混合发动机推力的控制精度。
-
公开(公告)号：CN113202655B
公开(公告)日：2022-05-24
申请号：CN202110632006.0
申请日：2021-06-07
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开的是一种固液冲压组合发动机，属于航空天动力技术领域。本发明公开了一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道；压缩气体通过所述减压器后进入所述液体氧化剂贮箱并挤压液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂雾化后进入所述燃烧室；所述固体燃料与氧化剂经点火后发生燃烧，燃烧产物流经所述喷管向外喷出。本固液冲压组合发动机通过开关喷嘴，控制固体燃料燃烧的进行与停止，可大范围调节发动机的推力，安全性高，减少氧化剂储存量，降低飞行器质量，提高飞行器性能。
-
公开(公告)号：CN113202655A
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202110632006.0
申请日：2021-06-07
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开的是一种固液冲压组合发动机，属于航空天动力技术领域。本发明公开了一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道；压缩气体通过所述减压器后进入所述液体氧化剂贮箱并挤压液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂雾化后进入所述燃烧室；所述固体燃料与氧化剂经点火后发生燃烧，燃烧产物流经所述喷管向外喷出。本固液冲压组合发动机通过开关喷嘴，控制固体燃料燃烧的进行与停止，可大范围调节发动机的推力，安全性高，减少氧化剂储存量，降低飞行器质量，提高飞行器性能。
-
公开(公告)号：CN112610362A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011505233.9
申请日：2020-12-18
申请人： 贵州航天朝阳科技有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种发动机推力控制方法及变推力发动机，在推力室喉部通过利用气体调节改变推力室燃气的喉部流量系数从而间接改变推力室内燃气在喉部的有效流通面积，并通过该方法设计了可改变推力的变推力发动机。本发明的设计原理简单可靠，结构合理，可有效改变火箭发动机推力室喉部的流量系数，改变推力室内燃气在喉部的有效流通面积，从而达到改变发动机推力的目的。
-
公开(公告)号：CN110645118B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201911053069.X
申请日：2019-10-31
申请人： 湖北航天技术研究院总体设计所
摘要： 本发明公开了一种等流量固体姿控推力装置及设计方法，涉及固体姿控动力系统技术领域，该装置包括控制阀和推力器，控制阀包括：阀体，其包括一个进气口和两个对称设置的出气口，每个出气口与一个推力器对接且连通；阀芯，其设有两个，阀芯可调节推力器内节流部位的开度；阀芯具有随开度变化而使经过节流部位的气体流量呈线性变化的型面；执行器，其输出端的两端分别与两个阀芯连接，输出端用于带动两个阀芯同步移动。本发明提供的固体姿控推力装置，可减少多级节流带来的流量调节的非线性影响；两个阀芯在联动切换过程中，两个节流部位的总气体流量不变，达到等流量切换的目的，获得良好的推力品质，确保工作时间满足使用需要。
-
公开(公告)号：CN110966118A
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201911137936.8
申请日：2019-11-20
申请人： 陕西蓝箭航天技术有限公司
摘要： 本申请提供了一种姿轨控液体火箭发动机压力匹配方法及存储介质，压力匹配方法包括：选定需要调整的发动机机位，获得计算约束；建立关于所述机位理论最大推力对应的偏差及其对应的节流部件压降值、所述机位理论最小推力对应的偏差及其对应的节流部件压降值的方程组；对建立的方程组进行求解，得到所述机位理论最大推力对应的偏差和所述机位理论最小推力对应的偏差；根据求解得到的两个节流部件压降值，计算得到节流部件的压降；根据计算得到的节流部件的压降设定实际节流部件的压降，以完成姿轨控液体火箭发动机的压力匹配。本申请能够降低因压力匹配基准点选取不合适导致推力单边超差的风险，具有精准度高的特点。
-
公开(公告)号：CN107218156B
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201710617759.8
申请日：2017-07-26
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 本发明公开了一种固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，包括壳体、喷管、喷管外壳、端盖、针栓和弹簧；壳体通过针栓配合段分隔为燃气腔和高压气腔，壳体上设有与燃气腔连通的燃气通道和与高压气腔连通的进气口；喷管通过喷管外壳与壳体的燃气腔一端连接，喷管外壳用于与燃烧室身部连接；喷管的管口包括依次连接的收缩段、喉部和扩张段；端盖安装在壳体的高压气腔一端；针栓包括依次连接的半球头、锥形段、细段、粗段和弹簧定位凸台，细段滑动安装在针栓配合段上，锥形段穿过燃气腔悬置在喷管的管口内，粗段滑动设置在高压气腔内，粗段与高压气腔之间形成限位台阶，弹簧套在弹簧定位凸台上并与端盖相抵靠。实现燃烧室压力及其变化速率的控制。
-
公开(公告)号：CN106286013B
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201610749738.7
申请日：2016-08-26
申请人： 南京理工大学
摘要： 本发明公开了一种电动柱塞阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，阀体为圆柱结构，发动机端盖与喷管在结构上为一体（在具体工程应用中，可采用螺纹连接）。电机位于发动机端盖上，电机与传动轴采用联轴器连接（图中省略联轴器）。传动轴与传动杆采用螺纹传动，传动杆与柱塞阀采用螺钉连接。喷管与柱塞阀呈垂直布局，喷管侧面开有圆柱孔。电机转动带动柱塞阀在圆柱孔内往返滑动，调节喷管的喉部面积，柱塞阀与喷管侧面圆柱孔有密封圈密封。本发明结构简单、本发明结构简单、控制精确、工作可靠、成本较低、具有良好的可实现性。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
73 条记录 (耗时 0.012 秒)