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公开(公告)号：CN117703626A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311837965.1
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种启发电机在甲烷闭式膨胀循环发动机的应用方法，包括：液氧通过液氧入口进入液氧泵增压后，经过氧预冷阀进入换热器与气甲烷换热，经氧循环出口排出；经过氧电动调节阀进入推力室；液甲烷通过液甲烷入口进入甲烷泵增压后，进入推力室的冷却夹套中吸热气化，经过甲烷预冷阀进入换热器中与液氧换热，从甲烷循环出口排出；冷却夹套中的气甲烷驱动涡轮产生输出功率，然后经过甲烷电动调节阀进入推力室中；液氧和甲烷在推力室中燃烧产生高温、高压气体，进一步加热冷却夹套的内壁，并高速喷出产生推力；进入涡轮的甲烷温度和压力升高，带动液氧泵、甲烷泵和启发电机加速旋转，使得液氧和甲烷进一步增压，同时启发电机按需输出电能。
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公开(公告)号：CN115163340A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210770594.9
申请日：2022-06-30
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明涉及用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法，系统包括点火室、推力室、氢主阀、氧主阀、氧主汽蚀管、氢泵、氧泵、氢涡轮、氧涡轮；点火室为火炬点火室，氢泵与氢涡轮同轴连接，氧泵与氧涡轮同轴连接；点火室与推力室联通；液氢经过氢泵增压后经推力室夹套换热成为气氢，之后进入到氢涡轮做功带动氢泵旋转，之后从氢涡轮出口流到氧涡轮，驱动氧涡轮带动氧泵旋转，氧泵的输出端连接氧主汽蚀管，氧主汽蚀管分成两路，一路通过氧主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；氧涡轮的输出端分成两路，一路通过氢主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；点火室液氧由氧泵后、氧主阀前引出，气氢由氧涡轮后、氢主阀前引出。
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公开(公告)号：CN114251193A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111509047.7
申请日：2021-12-10
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法，包括燃料贮箱(1)、氧化剂贮箱(12)、冷氦加温增压路以及N路自生增压路，N≥1，其中冷氦加温增压路用于氧化剂贮箱增压，N路自生增压路用于燃料贮箱增压。本发明在保证增压效果的前提下，大幅降低换热增压系统的重量，集成自生增压路与冷氦加温增压路，依托微通道换热器技术，较当前的氧化剂与燃料分别增压、增压后单机再通过集合器汇合的技术方案更加集成化、系统化，使原本较为复杂的多机换热增压系统结构简单化、一体化。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117847424A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311752414.5
申请日：2023-12-19
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种应用于低温液体火箭发动机的开放式气控系统，属于液体火箭发动机设计领域。相较于传统封闭式气控系统，本发明取消了阀门组件盒，并将控制电磁阀更换为新型具有防反吸功能的电磁阀，将气动活门更改为防反吸气动活门。取消阀门盒后可同步取消阀门盒电缆，只需保留1根控制电缆，减少电器接口，提高电器产品可靠性。原封闭式系统中电磁阀间无法实现故障隔离，本发明改进后取消阀门盒，各被控阀之间不存在相互影响，实现了故障隔离。本发明电磁阀布局更灵活、具有更高结构可靠性，更便于故障隔离、提高功能可靠性，同时可降低发动机重量。
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公开(公告)号：CN117823298A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311776011.4
申请日：2023-12-21
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种集成电点火功能的液体火箭发动机喷注器，包括燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、中心电极、绝缘套管、半导体、第一底、第二底、第三底、屏蔽导线(高压电缆)、绝缘插座、微晶玻璃密封、点火电缆等组件。本发明在普通的同轴喷嘴内集成电点火器，变成点火喷嘴，在喷注器不同位置集成多个点火喷嘴，实现多点冗余点火，从而既实现了多次点火，又可省却火炬点火的一套复杂系统，同时实现了点火冗余，具有较大的技术优势。
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公开(公告)号：CN117722296A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311845006.4
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/58
Abstract: 一种微小流量两相氢流量控制与测量系统及方法，系统包括泄出阀、流量控制阀、音速喷嘴、换热管、出口汇总管；在发动机端的氢预冷排放口设置泄出阀，泄出阀入口为流量控制及测量系统的入口；换热管的一端连接泄出阀，另一端连接多个支路，每个支路依次接入流量控制阀及音速喷嘴，每个分支路由音速喷嘴节流控制流量，通过选择不同的流量控制阀开关组合控制总流量；在多个支路的音速喷嘴后汇总连接出口汇总管并引至高空排放。总流量根据流量控制阀开关状态和各个音速喷嘴入口压力、温度及出口压力计算流量得到。
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公开(公告)号：CN117703631A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311842901.0
申请日：2023-12-28
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种低温氢氧发动机微重力环境排放预冷系统，由输送管、低温泵、泄出阀、箭排汇总管及预冷控制器组成。火箭发出预冷指令给预冷控制器要求发动机开始预冷，低温泵温度Tp通过温度反馈给预冷控制器，预冷控制器根据温度反馈，发出泄出控制指令控制泄出阀开关。预先预冷过程控制氢氧系统处于温度上限Tup及温度下限Tdown区间内。本发明采用气相或饱和氢、饱和氧进行预先预冷，使得预冷时间不再受辅助动力沉底时间限制。
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公开(公告)号：CN114251193B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202111509047.7
申请日：2021-12-10
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法，包括燃料贮箱(1)、氧化剂贮箱(12)、冷氦加温增压路以及N路自生增压路，N≥1，其中冷氦加温增压路用于氧化剂贮箱增压，N路自生增压路用于燃料贮箱增压。本发明在保证增压效果的前提下，大幅降低换热增压系统的重量，集成自生增压路与冷氦加温增压路，依托微通道换热器技术，较当前的氧化剂与燃料分别增压、增压后单机再通过集合器汇合的技术方案更加集成化、系统化，使原本较为复杂的多机换热增压系统结构简单化、一体化。
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