-
公开(公告)号：CN117605592A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311334947.1
申请日：2023-10-16
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种多次起动一致性好的常温富氧补燃循环发动机及关机方法，用于解决目前燃气发生器会出现富燃燃烧、常温氧化剂在发动机关机后不能挥发、发动机关机后燃气腔残留的燃气污染氧化剂泵腔以及冷却夹套中的推进剂排空时间偏差大的技术问题。本发明包括吹除一路、吹除二路、吹除三路以及吹除四路；带有第一吹除单向阀的吹除一路的吹除点设置在燃料二级泵和燃气发生器的燃料头腔之间；带有第二吹除单向阀的吹除二路的吹除点设置在推力室的燃料头腔集液器上；带有第三吹除单向阀的吹除三路的吹除点设置在燃气发生器中的氧化剂头腔上；带有第四吹除单向阀的吹除四路的吹除点设置在氧化剂泵的入口壳体上。
-
公开(公告)号：CN112628018A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011504613.0
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法，以解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，不能实现发动机重复使用的问题。该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统，起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。
-
公开(公告)号：CN112576414A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011400954.3
申请日：2020-12-02
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机，具体涉及一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。本发明的目的是解决现有技术难以准确获得液体火箭发动机推力室充填特性的技术问题，提供一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。该装置可对推力室多个供应通路进行单独或共同考核，系统简单，易于实现，能够准确获得液体火箭发动机推力室充填特性。推力室等部分组件选用液体火箭发动机真实产品，能够真实反映液体火箭发动机充填过程的工作情况。推力室点火路充填试验采用起动箱挤压供应，起动箱出口设置点火导管模拟管段，模拟发动机起动过程挤压供应点火剂的工作过程。可利用单台推力室产品模拟具有多个推力室的发动机充填过程。
-
公开(公告)号：CN109736953B
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201811527846.5
申请日：2018-12-13
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种气体驱动预压涡轮的多次起动液氧煤油发动机，为了解决富氧补燃循环液氧煤油发动机不具备低入口压力条件下起动的能力，并且不能多次起动的问题，本发明的液氧煤油发动机包括燃气系统、液氧系统、燃料供应系统、点火剂供应系统及起动系统，其中的点火剂供应系统包括点火剂起动箱、点火剂供应阀、第三单向阀、发生器燃料阀及第四单向阀，其中的发生器燃料阀为两位三通阀，包括入口、出口A和出口B；起动系统包括高压气体供应装置、高压气体单向阀、氧预压泵、氧预压涡轮、切换阀、液氧单向阀及掺混器；本发明的液氧煤油发动机的点火剂起动箱相对独立，可多次为燃气发生器和推力室提供点火剂，使得发动机具备多次起动能力。
-
公开(公告)号：CN117449981A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311337597.4
申请日：2023-10-16
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及泵压变推力火箭发动机燃气发生器宽工况试验装置及方法，用于解决目前泵压式变推力火箭发动机燃气发生器热力参数测量不准确的问题。本发明中燃气发生器的第一输入端与第一贮箱的输出端通过第一管路连接，燃气发生器的第二输入端与第二贮箱的输出端通过第二管路连接；第一断流阀安装在第一管路上；第二断流阀安装在第二管路上；第一管路中的推进剂流量与第二管路中的推进剂流量不相等；流量调节器安装在推进剂流量较小的管路上，且靠近燃气发生器的第一输入端或第二输入端；气蚀管安装在推进剂流量较大的管路上，且靠近燃气发生器的第二输入端或第一输入端。
-
公开(公告)号：CN116838500A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310668746.9
申请日：2023-06-07
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机的起动系统及起动方法，具体涉及一种自燃推进剂富氧补燃发动机起动系统及起动方法，解决了现有的起动方式对发动机入口处的压力要求高，或者不能实现多次起动，或者需要将发动机的转速提升至额定转速的50％及以上的技术问题。本发明提供的起动系统包括连接轴，依次设置在连接轴上的主涡轮、氧化剂泵、起动涡轮和燃料泵，安装在起动涡轮的气体入口管道上的起动涡轮控制阀，设置在主涡轮上的燃气发生器，安装在燃气发生器两个推进剂入口上的发生器氧化剂阀、发生器燃料阀；燃气发生器与燃料泵、氧化剂泵分别通过管路联通，并在燃气发生器与燃料泵之间的管路上设置流量调节器和转级阀，用于调节燃料的流量。
-
公开(公告)号：CN112628018B
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202011504613.0
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法，以解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，不能实现发动机重复使用的问题。该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统，起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。
-
公开(公告)号：CN112576414B
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202011400954.3
申请日：2020-12-02
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机，具体涉及一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。本发明的目的是解决现有技术难以准确获得液体火箭发动机推力室充填特性的技术问题，提供一种液体火箭发动机推力室充填试验装置和方法及模拟准则。该装置可对推力室多个供应通路进行单独或共同考核，系统简单，易于实现，能够准确获得液体火箭发动机推力室充填特性。推力室等部分组件选用液体火箭发动机真实产品，能够真实反映液体火箭发动机充填过程的工作情况。推力室点火路充填试验采用起动箱挤压供应，起动箱出口设置点火导管模拟管段，模拟发动机起动过程挤压供应点火剂的工作过程。可利用单台推力室产品模拟具有多个推力室的发动机充填过程。
-
公开(公告)号：CN112628020B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011509952.8
申请日：2020-12-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及低温补燃循环发动机，具体涉及低温补燃推力室冷却流路和控制方法。本发明的目的是解决现有低温补燃循环发动机存在发动机系统起动时，冷却用燃料或氧化剂经过未预冷的推力室冷却流路后再进入燃气发生器，导致燃气发生器存在很大点火失败风险的技术问题，提供一种低温补燃推力室冷却流路和控制方法。该装置定义燃料主阀、氧化剂主阀其中一个为第一主阀，第一主阀的出口管路分为两路，一路连接低温分流阀入口，另一路连接推力室冷却流路入口，低温分流阀出口和推力室冷却流路出口连接管路，及未定义为第一主阀的另一个燃料主阀或氧化剂主阀的出口连接管路，均用于连接发动机的富燃发生器入口和/或富氧发生器入口。
-
公开(公告)号：CN109113896A
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201811007726.2
申请日：2018-08-31
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/95
摘要： 一种小型插接式化学点火器，由入口膜片阀组件(1)、点火导管(3)、出口膜片阀组件(2)及点火剂加注器(4)组成，点火器由入口膜片阀组件(1)和出口膜片阀组件(2)与点火导管(3)连接形成贮存化学点火剂的密闭容腔，点火剂通过点火剂加注器(4)加入，内部贮存用于发动机燃烧组件初始燃烧的化学点火剂。实现安装拆卸过程直接插拔，安装拆卸方便，采用刻痕膜片(6)满足点火器小型化要求，可作为需具备可重复使用能力的小型液体火箭发动机的点火装置。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
21 条记录 (耗时 0.037 秒)
