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公开(公告)号：CN109372657B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201811014133.9
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路(1)之间的能量传递和转换，降低了冷却需求的燃料及燃料燃烧率，同时降低了加热器的补热功率，具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点，可作为水平起降可重复两级入轨飞行器的一级和临近空气高超声速投放平台的动力系统。
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公开(公告)号：CN109372657A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811014133.9
申请日：2018-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种新型预冷空气组合发动机，包括空气燃烧路(1)、氦气冷却路(2)、氢气供能路(3)，通过利用液氢燃料的超低温特性，来冷却经进气道滞止后的高温来流空气，并引入氦气冷却路(2)作为中间循环，进行氢气供能路(3)与空气燃烧路(1)之间的能量传递和转换，降低了冷却需求的燃料及燃料燃烧率，同时降低了加热器的补热功率，具有飞行包线大、模态转换简捷、空气预冷效率高以及系统比冲高的特点，可作为水平起降可重复两级入轨飞行器的一级和临近空气高超声速投放平台的动力系统。
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公开(公告)号：CN113202632B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202110690787.9
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于高超声速飞行器发动机的高压氢气供应系统，包括高压氢气瓶、主供应单元、动力系统供应单元以及润滑系统供应单元；主供应单元输入端与高压氢气瓶连通，主供应单元输出端分别与动力系统供应单元和润滑系统供应单元连通；主供应单元包括主管道，以及沿着氢气流向依次设置在主管路上的高压氢充放气阀、电爆阀、氮气充气阀以及氢气减压阀；动力系统供应单元包括第一管道、氢气分流器以及两条分支管道；润滑系统供应单元包括第二管道、滑油贮箱、滑油管道、滑油加注泄出阀、滑油电磁阀以及滑油孔板；本发明实现了对高超声速飞行器供应氢气作为燃料，同时利用高压氢气作为动力挤压滑油供应发动机，提高了系统紧凑度和可靠度。
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公开(公告)号：CN110131074A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910441184.8
申请日：2019-05-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种飞行器动力系统，具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进系统，解决了现有飞行器动力系统不能满足高超声速飞行器对动力系统的需求的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种双组元空气涡轮火箭推进系统，包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体、二次燃烧室和尾喷管；发动机壳体和二次燃烧室的内腔设置整流锥、轴流风扇、连接轴、一次燃烧室、燃气涡轮和掺混装置；整流锥的出口端连接在轴流风扇入口；轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室；一次燃烧室的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮的入口；燃气涡轮的出口与掺混装置中的内流道连通；掺混装置和二次燃烧室之间形成的外流道与轴流风扇的出口连通。
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公开(公告)号：CN111120107B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201911285954.0
申请日：2019-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体发动机技术领域，公开了一种发动机气体收集分流装置，包括壳体、进气集气管、排气集气管、隔板、支板、堵盖；壳体包括内壁、外壁，内壁与外壁同轴设置，内壁与外壁之间的空间形成气流通道；内壁外表面周向等距设置支板；内壁内表面径向设置隔板，隔板将内壁分隔成封闭的前腔和后腔；外壁外表面设置进气集气管、排气集气管，进气集气管与后腔连通，排气集气管与前腔连通，进气集气管的外端设置进气接口，排气集气管的外端设置排气接口，将两种不同介质分离，控制通入燃烧室的燃料，避免由于通入燃烧室的燃料过多造成燃烧室富燃环境以致点不着的现象，将驱动涡轮机的介质收集后排出或者重新分配，同时能根据燃烧室需求提供燃料供应。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111120107A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911285954.0
申请日：2019-12-13
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体发动机技术领域，公开了一种发动机气体收集分流装置，包括壳体、进气集气管、排气集气管、隔板、支板、堵盖；壳体包括内壁、外壁，内壁与外壁同轴设置，内壁与外壁之间的空间形成气流通道；内壁外表面周向等距设置支板；内壁内表面径向设置隔板，隔板将内壁分隔成封闭的前腔和后腔；外壁外表面设置进气集气管、排气集气管，进气集气管与后腔连通，排气集气管与前腔连通，进气集气管的外端设置进气接口，排气集气管的外端设置排气接口，将两种不同介质分离，控制通入燃烧室的燃料，避免由于通入燃烧室的燃料过多造成燃烧室富燃环境以致点不着的现象，将驱动涡轮机的介质收集后排出或者重新分配，同时能根据燃烧室需求提供燃料供应。
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公开(公告)号：CN118775103A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957886.2
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明提供了一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法，能解决固定调节规律无法满足危险工况下对发动机的安全工作需求的问题。该方法步骤为：实时采集进气道出口压力值、燃烧室压力值和及压气机转速，并分别获取第一、第二、第三、第四压力数据；分别确定当前时刻进气道出口的压力表决值Pinlet(k)和当前时刻燃烧室的压力表决值Pcc(k)；根据Pinlet(k)，计算当前时刻的进气道裕度η(k)；根据当前时刻压气机转速nk及Pinlet(k)和Pcc(k)，计算当前时刻的压气机工作点位置PF(k)；η(k)或PF(k)＜0.1且超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的102％～115％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且PF(k)＞0.95，超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的85％～98％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且0.1≤PF(k)≤0.95，喷管流通面积保持不变；实现火箭发动机喷管的调控。
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公开(公告)号：CN113202632A
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN202110690787.9
申请日：2021-06-22
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于高超声速飞行器发动机的高压氢气供应系统，包括高压氢气瓶、主供应单元、动力系统供应单元以及润滑系统供应单元；主供应单元输入端与高压氢气瓶连通，主供应单元输出端分别与动力系统供应单元和润滑系统供应单元连通；主供应单元包括主管道，以及沿着氢气流向依次设置在主管路上的高压氢充放气阀、电爆阀、氮气充气阀以及氢气减压阀；动力系统供应单元包括第一管道、氢气分流器以及两条分支管道；润滑系统供应单元包括第二管道、滑油贮箱、滑油管道、滑油加注泄出阀、滑油电磁阀以及滑油孔板；本发明实现了对高超声速飞行器供应氢气作为燃料，同时利用高压氢气作为动力挤压滑油供应发动机，提高了系统紧凑度和可靠度。
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公开(公告)号：CN110131074B
公开(公告)日：2020-06-30
申请号：CN201910441184.8
申请日：2019-05-24
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种飞行器动力系统，具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进系统，解决了现有飞行器动力系统不能满足高超声速飞行器对动力系统的需求的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种双组元空气涡轮火箭推进系统，包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体、二次燃烧室和尾喷管；发动机壳体和二次燃烧室的内腔设置整流锥、轴流风扇、连接轴、一次燃烧室、燃气涡轮和掺混装置；整流锥的出口端连接在轴流风扇入口；轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室；一次燃烧室的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮的入口；燃气涡轮的出口与掺混装置中的内流道连通；掺混装置和二次燃烧室之间形成的外流道与轴流风扇的出口连通。
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公开(公告)号：CN210714877U
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN201921584275.9
申请日：2019-09-23
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 为解决现有高速气体分流装置体积大、压力损失大、流量分配不均匀、易变形的技术问题，本实用新型提供了一种结构加强型高速气体分流装置，包括沿气流方向依次密封连接的气体进口盖板、中间气体整流壳体和气体出口分流壳体；气体进口盖板与中间气体整流壳体之间形成进气腔；中间气体整流壳体和气体出口分流壳体之间形成出气腔；中间气体整流壳体与气体进口盖板之间、中间气体整流壳体与气体出口分流壳体之间均通过倾斜的矩形通孔和矩形加强筋密封连接，使得结构更紧凑、工艺性更好、压力损失更小、流量分配更均匀。
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