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公开(公告)号：CN117052567B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202311322944.6
申请日：2023-10-13
摘要： 本申请公开了一种火箭发动机试车控制系统，涉及航空航天技术领域，其中包括：试车控制设备，用于基于数据采集设备采集的待测试火箭发动机的实时运行参数对试车控制脚本中各个解析表达式中对应的控制变量进行更新，基于更新后的试车控制脚本对待测试火箭发动机中的各个部件进行测试；数据采集设备，用于对待测试火箭发动机在试车过程中的各类运行参数进行采集；人机交互设备，用于基于各个试车操作对应的控制变量确定各个试车操作对应的解析表达式，基于各个试车操作对应的解析表达式生成试车控制脚本，以及显示数据采集设备采集的各类运行参数。本申请公开的系统，实现了火箭发动机试车过程的自动控制。
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公开(公告)号：CN117722293B
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410179513.7
申请日：2024-02-18
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明属于空间推进领域，具体涉及了一种锥形连续旋转爆震空间轨控发动机，旨在解决燃烧效率提升空间有限的问题。本发明包括：中心盖板、内锥件、外环件和喷管；中心盖板与内锥件同轴固定，内锥件与外环件同轴固定，外环件与喷管同轴设置且可拆卸固定；中心盖板与内锥件之间形成氧化剂腔，氧化剂腔与氧化剂喷射口连通，氧化剂喷射口开设在内锥件上；内锥件与外环件之间形成燃料剂腔，燃料剂腔与燃料剂喷射口连通，燃料剂喷射口开设在内锥件上；喷管用于为氧化剂和燃料剂提供燃烧区域并实现连续旋转爆震。本发明燃烧室室压得到提高，比冲进一步增大，结构简单紧凑、稳定性好。
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公开(公告)号：CN117905607A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311801843.7
申请日：2023-12-26
申请人： 北京天兵科技有限公司
摘要： 本发明提供一种火箭的液氧全过冷加注系统及其控制方法，系统与箭上液氧箱相连接，包括液氧槽车、液氮槽车、两个常规液氮第一过冷器和两个抽真空液氮第二过冷器；常规液氮第一过冷器与抽真空液氮第二过冷器一对一配合，且常规液氮第一过冷器的液氧输出端与抽真空液氮第二过冷器的液氧输入端相连接；液氮槽车通过输送管与常规液氮第一过冷器的液氮加注口或抽真空液氮第二过冷器的液氮加注口相连接。本发明加注系统的结构设置合理，通过双重液氮过冷，能够将液氧过冷至78K左右，实现液氧的深度过冷，有利于提高液氧过冷的效率，也有利于降低系统的整体成本；本发明的控制方法简洁，有利于提高加注的平稳性和加注的效率。
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公开(公告)号：CN117536732A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311713023.2
申请日：2023-12-13
申请人： 中国科学院大连化学物理研究所
摘要： 本发明公开一种无毒ADN单组元推力器及推进系统布局方法，所述推力器可倒置使用，结构包括喷注器、功能材料组件、一体化催化床和热控组件。通过推进系统的合理布局，所述的单组元推力器单台即可实现在X、Y、Z三个方向提供动力输出，4台发动机即可实现推进系统对姿轨控动力的需求，大大简化了系统布局，减少了发动机数量，此发动机结构首次在微纳试验卫星推进系统中得到了应用。
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公开(公告)号：CN117329025A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311636702.4
申请日：2023-12-01
申请人： 陕西天回航天技术有限公司
摘要： 本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器，包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，其中，冲压增推系统包括：进气管道，进气管道内设置有隔离阀，进气管道的进口与大气连通，进气管道的出口连接有冲压燃烧室，冲压燃烧室的出口连接有冲压尾喷管；其中，主发动机系统中的燃气喷嘴与冲压燃烧室连通。本装置在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，从而提高了发动机推进效率。
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公开(公告)号：CN117211993A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311246889.7
申请日：2023-09-25
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： F02K9/42
摘要： 本发明提供一种发动机推力承载式锥形贮箱，包括贮箱箱底结构，所述贮箱箱底结构包括：椭球壳体、小锥壳和至少两个出流法兰，小锥壳与椭球壳体密封连接；小锥壳为锥形结构，内部装载有推进剂，出流法兰与小锥壳上设置的推进剂出口连接。本发明中小锥壳作为贮箱箱底的一部分装载推进剂，可通过位于小锥壳的出流法兰将小锥壳内存储的推进剂输送至发动机，由于管路结构简单、重量小，所以能够有效降低结构重量、提升运载效率，还可极大提高推进剂输送效率。
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公开(公告)号：CN117108413A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311372541.2
申请日：2023-10-23
申请人： 东方空间技术(山东)有限公司
摘要： 本发明公开了一种末修姿控动力系统，属于航天技术领域领域，包括动力模块、推进剂存储模块和推进剂供给模块；动力模块包括若干末修发动机；若干末修发动机与箭体固定连接；末修发动机具有多次启动能力，且末修发动机具有稳态连续和脉冲两种工作方式；推进剂存储模块包括燃料贮箱和氧化剂贮箱；推进剂存储模块固设于箭体内部；推进剂供给模块配置成将推进剂存储模块中存储的推进剂按照要求供给至末修发动机。本发明能够对运载火箭的末级进行调整，保证卫星入轨时的角度和入轨精度。
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公开(公告)号：CN117052566A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311173046.9
申请日：2023-09-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种降低开式循环强迫起动高空火箭发动机起动超调方法；为了提高发动机工作可靠性，在保证起动加速性前提下，降低或消除起动超调量；包括步骤1：定义发动机转速一次起动超调相对量阈值A1，二次起动超调相对量阈值A2；步骤2：一次起动发动机，t1时刻打开两个副阀，计算满足发动机起动加速性时，转速一次起动超调相对量B1；步骤3：若B1＜A1，则执行步骤4，否则延后t1，并返回步骤2；步骤4：二次起动发动机，t2时刻打开两个副阀，并计算满足发动机起动加速性时，转速二次起动超调相对量B2；步骤5：若B2＜A2，则执行步骤6；否则延后t2，并返回步骤4；步骤6：记录t1与t2，从而降低开式循环强迫起动高空火箭发动机起动超调。
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公开(公告)号：CN117052562A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202310881855.9
申请日：2023-07-18
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种富氧发生器，涉及航天发动机技术领域，能够确保对身部的冷却作用下，且其构造简单。富氧发生器包括头部和身部，头部具有用于通入第一推进剂的第一入口。身部具有贯通的第一腔体，身部具有第二腔体。头部还包括喷注器和点火器，喷注器具有连通的第一接入口和第一输出口，以及连通的第二接入口和第二输出口。点火器的出口端头与喷注器的靠近身部的一端面平齐。富氧发生器还包括壳体，壳体套设于身部外，壳体的内壁与身部的外壁之间形成第三腔体，第二腔体的远离头部的一端与第三腔体连通，第二腔体的靠近头部的一端和第三腔体的靠近头部的一端均与喷注器的第二接入口连通，壳体上设置有用于通入第二推进剂的第二入口。
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公开(公告)号：CN116291953B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310572663.X
申请日：2023-05-22
申请人： 北京大学
摘要： 本发明公开了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法，该组合循环发动机的外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。该组合循环发动机将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，能够完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作。
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