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公开(公告)号：CN119737247A
公开(公告)日：2025-04-01
申请号：CN202411831570.5
申请日：2024-12-12
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机双机共用阀门组，包括阀组座、功能多通座、连接杆、旋入式接管嘴、内设导管、电磁阀；阀门固定在阀组座上，阀组座上设置有气源流道，气源流道设置螺纹孔，用以拧入旋入式接管嘴，旋入式接管嘴通过内设导管与电磁阀入口进行连接；功能性多通座两端分别通过连接杆固连在阀组座上；功能性多通座主截面为T型，下端面设置入口接管嘴，用于与电磁阀出口连接，上部左右两侧端面对称设置出口接管嘴，分别连接相应侧发动机的执行结构。本发明解决现有单机组装双机过程中共用阀组转换问题，快捷可靠，避免单双机阀组位置不统一，导管不共用的问题；有利于简化控制系统且便于发动机状态控制，提高工作效率，提高发动机的产能。
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公开(公告)号：CN114930013B
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN201980102885.7
申请日：2019-12-10
Applicant: 航天喷气发动机洛克达因股份有限公司
Inventor： L·柯亚迪
Abstract: 根据一个示例的液体燃料火箭发动机包括：燃烧器；液体燃料贮藏器，其经由燃料管线和第一阀连接到燃烧器；氧化剂贮藏器，其经由氧化剂管线和第二阀连接到燃烧器；阀控制器，其配置成将阀控制电流输出到第一阀，阀控制器存储用于基于第一阀的单次操作的电流曲线和电压曲线来确定阀的至少一个实际最小脉冲元的指令，并且该阀控制器配置成调整阀控制，以考虑至少一个实际最小脉冲元。
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公开(公告)号：CN113324120B
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202110455934.4
申请日：2021-04-26
Applicant: 星河动力(北京)空间科技有限公司 , 北京星河动力装备科技有限公司 , 四川星河动力空间科技有限公司
Abstract: 公开一种液体火箭推进剂的输送控制部件，插座插头在安装状态时，凸接头的头部插入凹接头的头部内，凸接头的头部与插头的第二前部左端面的轴向距离小于等于X1范围内，且凹接头的头部与插头压盖的径向距离小于等于X2范围内，两个阀芯的顶部接触受力，插头和插座的弹簧压缩，插座的阀芯中部离开插座阀体，插头的阀芯中部离开插头阀体，从而使管路连通；因此能够允许插座和插头的轴向偏移X1和径向偏移X2，减少箭体乱向震动时对输送控制部件的损坏，保证其正常工作。将阀芯密封面直接作用到阀体的小圆弧密封面上，能够避免分离时因插头、插座的阀芯挤入O形圈困难而发生动作卡滞不能密封的问题，从连通到截断管路，瞬间即可实现，安全可靠。
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公开(公告)号：CN115355106B
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202211018754.0
申请日：2022-08-24
Applicant: 深圳驭龙航天科技有限公司
Inventor： 卢驭龙
Abstract: 本发明涉及火箭动力系统技术领域，且公开了燃烧室抽气循环液体火箭发动机，包括：发动机主体，所述发动机主体包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口、燃料入口、涡轮集气环以及涡轮喷嘴；主轴，所述主轴转动安装于涡轮泵内，所述主轴上还安装有燃料泵叶轮、涡轮和氧泵叶轮；本发明使用共轴主轴驱动两个泵，使得燃料和氧化剂的流量和扬程始终成比例，便于系统的稳定和推力调节，并可极大减少研发调试周期，直接从燃烧室取出燃气驱动涡轮，极大地简化了结构，整个系统只有燃烧室需要点火，避免了多个点火器造成的点火不同步等问题，简化了系统工作流程并提高了可靠性。
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公开(公告)号：CN111980826B
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN201910423902.9
申请日：2019-05-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种用于火箭的氢燃料电池驱动的泵式输送装置，属于火箭推进技术领域，特别是涉及一种用于火箭的氢燃料电池驱动的泵式输送装置。解决了现有液体火箭发动机成本高、涡轮泵输送系统结构复杂、推进剂消耗量大的问题，并提高了输送系统的响应速度。它包括液氢贮箱、液氧贮箱、电动机、燃烧剂泵、氧化剂泵、液氢控制阀、液氧控制阀、固体氧化物燃料电池、推力室和冷却夹层通道。它主要用于火箭的氢燃料电池驱动的泵式输送。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118378573B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827399.4
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F17/13 , F02K9/58 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本申请涉及液体火箭发动机系统仿真领域，提供了液体火箭发动机流量调节器流动‑运动部件耦合仿真方法及装置，该方法基于流量调节器的工作原理和流量调节器中各流动‑运动部件间的结构信息，建立流量调节器的三维几何模型；按照预设的自由度运动方向，对三维几何模型中的流体域进行划分，得到多个子流体域，并得到相应的网格流体域；基于不同网格流体域涉及的各设计参数和各设计指标参数，构建数值仿真模型；将配置的各设计参数在各时刻的参数值，输入数值仿真模型，得到各设计参数在相应时刻的参数值对应的设计指标参数的指标值。该方法解决了现有技术存在的计算精度不足、非线性现象表征能力不足等问题。
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公开(公告)号：CN118407859A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410477274.3
申请日：2024-04-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 富氧/富燃双模态宽范围可变混合比燃气供应系统及方法，涉及地面试验领域，包括燃气发生器，燃气发生器连通有燃料路和氧化剂路，燃料路的另一端连接有燃料贮箱，氧化剂路的另一端连接有氧化剂贮箱；燃气发生器的出口连通燃气管路，燃气管路的外壁设置有环形的环带，环带与燃气管路的外壁之间形成环形腔室，环形腔室与燃气管路连通，环形腔室连接有二次补燃路和二次补氧路，二次补燃路用于向燃气管路补充燃料，二次补氧路用于向燃气管路补充氧化剂。安全可靠且适用于多种组件特性试验的宽范围可变混合比，可有效降低组件特性试验的设计成本和试验成本，并防止燃气生成装置工作在极端混合比，避免发生燃烧振荡。
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公开(公告)号：CN118242197A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410438601.4
申请日：2024-04-12
Applicant: 蓝箭航天技术有限公司
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机增压控制方法，包括：在发动机推进剂主管路入口设置N个压力变送器，其中N为正整数；获取N个压力变送器的压力值；选择数据接近的N‑1个压力变送器的压力值并取其平均值作为反馈压力；将目标压力与反馈压力之间的差值作为第一差值，若第一差值小于第一预定阈值则打开推进剂贮箱的放气阀门，若第一差值大于零且小于第二预定阈值时则关闭放气阀门，若第一差值大于第二预定阈值则打开推进剂贮箱的增补阀门。该控制方法能够精准采集压力值并进行相应的阀门控制。
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公开(公告)号：CN110748438B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN201910938217.X
申请日：2019-09-30
Applicant: 蓝箭航天空间科技股份有限公司
IPC: F02K9/58
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机，包含作动筒、推力组件、阀主体和固定盖，所述阀主体在所述活门向所述作动筒运动的极限位置具有限位端面，用以对所述活门进行限位；所述活门的两端分别设有第一限位结构和第二限位结构；第一密封圈在所述活门的靠近所述作动筒侧设置在所述活门与所述限位端面之间，用以限制液体介质从所述活门与所述阀主体间泄漏；所述第一限位结构位于靠近所述固定盖端，所述第二限位结构位于靠近所述作动筒端，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以减小所述活门两端与所述阀主体和所述固定盖的接触面积，实现对所述活门，所述阀主体和所述固定盖的保护，增加使用寿命，密封严谨。
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公开(公告)号：CN115199436B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202210604540.5
申请日：2022-05-30
Applicant: 北京控制工程研究所
Abstract: 本发明提出一种超微流量液体推进剂贮存供给系统，包括推进剂贮存部分与超微流量控制部分。贮箱与恒压驱动系统为存储的液体推进剂提供恒定的输出压力；微小流量阻尼器与微流控芯片以微流道的形式为系统提供足够的流阻，使得液体推进剂的输出达到十纳升每秒量级的超微流量；压电比例阀与超微流量传感器对流量闭环控制实现流量输出控制。流体控制部件的微型化设计减小了贮供系统的占用体积。本发明系统可应用于包括空间推进在内的多种微流体控制领域，能够为空间微推力器存储一定容量的液体推进剂，并提供纳升每秒量级的流量控制和输出。
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