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公开(公告)号：CN118911873A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410955649.2
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种氧化剂供应路阻尼调控的发动机节流控制系统，包括慢节流‑快释放阻尼调控阀和控制组件；慢节流‑快释放阻尼调控阀设于氧化剂泵与燃气发生器之间的管路上，控制组件控制慢节流‑快释放阻尼调控阀在节流开度和全开开度之间切换。本发明还公开了一种发动机深度节流稳定性控制方法，包括当发动机在设计工况工作时，慢节流‑快释放阻尼调控阀为全开开度；当发动机的工况下降至低于临界工况时，采用气控方式或伺服调节方式调节慢节流‑快释放阻尼调控阀为节流开度；当发动机的工况升高至高于临界工况时，采用气控方式或伺服调节方式调节慢节流‑快释放阻尼调控阀为全开开度。本发明能够实现工况平稳调节，提高发动机低工况工作稳定性。
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公开(公告)号：CN112628026A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011504614.5
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种气气推力室喷注器真实供应条件的热试装置，以解决现有的推力室及其喷注器热试都是针对液态推进剂掺混燃烧或气液掺混燃烧的推力室喷注器开展的，试验方法和试验装置均无法用于气气掺混燃烧的推力室喷注器热试中的问题。该装置包括推力室试验件单元、富氧燃气发生器单元和富燃燃气发生器单元。推力室试验件单元包括推力室试验件，推力室试验件用于安装被试喷注器，富氧燃气发生器单元包括富氧燃气发生器，富燃燃气发生器单元包括富燃燃气发生器，富氧燃气发生器和富燃燃气发生器的出口分别与推力室试验件连接，用于向推力室试验件供应富氧燃气和富燃燃气。
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公开(公告)号：CN108953003B
公开(公告)日：2021-03-23
申请号：CN201810684588.5
申请日：2018-06-28
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机推力深度调节方法，所述补燃循环发动机工作时，经过燃气发生器燃料路进入燃气发生器的燃料和经过氧化剂供给路进入燃气发生器的氧化剂燃烧，产生的富氧燃气驱动主涡轮工作带动主涡轮旋转工作，经过推力室燃气供应路进入推力室，产生推力；发动机停留在富氧燃气单独推进状态下保持低推力工况，需要进入主级工况工作时，打开推力室燃料主阀，燃料进入推力室补燃，实现转入额定推力工作。本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法系统简单，对燃烧装置无特殊要求，可实现发动机推力深度调节。
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公开(公告)号：CN112628020A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011509952.8
申请日：2020-12-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN112555056A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011400790.4
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种补燃循环液体火箭发动机，具体涉及一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。本发明的目的是解决现有补燃循环液体火箭发动机的研制中存在整机试车前对组件级和分系统级考核与验证时，地面试验条件通常难以满足涡轮泵、燃气发生器、推力调节器和关键阀门等组件的真实工作条件验证和考核要求的技术问题，提供一种补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法。该装置的涡轮泵的主涡轮设置于燃气导管入口处；燃气导管的入口与燃气发生器的出口连接；工艺喷管用于替代发动机的推力室，包括沿轴向固连在一起的喉部段和喷射段，喉部段入口与燃气导管的出口固连。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109736953A
公开(公告)日：2019-05-10
申请号：CN201811527846.5
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN109630316A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811528869.8
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，解决现有存在的主发动机和姿控发动机相对独立，运载负担较重以及姿控发动机使用的推进剂毒性较大，对环境和人体安全均存在严重威胁的问题。该系统包括主发动机以及姿控发动机；主发动机的推进剂贮箱在其推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室输送推进剂；且推进剂采用液氧作为氧化剂；采用煤油、液氢或液态甲烷作为燃烧剂；实现了资控发动机无毒化，以及主发动机与姿控发动机同源推进剂一体化，可通过主发动机工作后补加姿控发动机推进剂贮箱，能够减少飞行时姿控发动机携带推进剂的用量，从而降低整个系统质量，大大提高了运载器的有效载荷。
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公开(公告)号：CN109372655A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811528924.3
申请日：2018-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/46
Abstract: 本发明涉及一种高空低入口压力起动的气液并联驱动预增压系统及方法，为了解决主泵汽蚀，同时避免提升贮箱压力造成的飞行器运载能力下降的技术问题，预压泵的入口与推进剂贮箱出口相通，预压泵的出口通过第一管路连接至掺混器的一个入口，预压涡轮的出口通过第二管路连接至掺混器的另一个入口，掺混器的出口通过第三管路连接至主泵的入口，主泵出口一部分推进剂通过第四管路与预压涡轮入口连接，通过节流圈控制流量，主泵出口其余的推进剂进入下游管路；高压气体供应系统通过第五管路与预压涡轮的入口连接，高压气体单向阀设置在第五管路中，切换阀接入第二管路，单向阀设置在第四管路中。
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公开(公告)号：CN115329557A
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202210924553.0
申请日：2022-08-02
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供的一种基于大型方程组求解的液体火箭发动机工况调整方法，用以解决当初始值与正确的求解结果间相差较大时，大型方程组出现无法正确求解，导致无法对液体火箭发动机的工况进行准确及时调整的技术问题。本方法包括：建立工况调整计算模型；将100％推力工况参数作为初始值，输入大型非线性方程组中；设置待求解工况并进行求解；当求解顺利时，将当前结果作为发动机工况调整目标的对应参数；否则，增加一个中间推力工况作为发动机工况调整目标进行求解，直至求解顺利，将当前辅助待求解工况参数作为初始值输入重新求解，以此类推直至求解顺利，将当前结果作为发动机工况调整目标的对应参数；对液体火箭发动机进行工况调整。
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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
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 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。
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