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[发明专利]一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法-CN202310817807.3在审
发明人：李斌;张晓军;凌前程;李龙飞;孙海雨;钟博;王化余;刘上;李文龙;丰雪平 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供了一种强化冷却型液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法，用于解决现有液体火箭发动机隔板喷嘴热防护裕度低、结构易烧蚀以及可靠性偏低的技术问题。本发明的隔板喷嘴，为保证液体火箭发动机的燃烧稳定性，外壳体位于高温燃烧场内的长度设置为高温燃烧场直径的10％，但由于外壳体位于高温燃烧场内的长度越高，隔板喷嘴需要的热防护裕度越高，因此，本发明外壳体采用铜合金，内壳体采用不锈钢，同时建立隔板喷嘴冷却单元再生对流换热与固体导热二维换热仿真模型，并对高温燃烧场一侧的热流平衡控制方程和燃气通道一侧的热流平衡控制方程进行离散化求解，获得最优的外壳体壁厚、内壳体壁厚及冷却剂流速，大大提高了隔板喷嘴的热防护裕度。
一种强化冷却液体火箭发动机隔板喷嘴及其制备方法

[发明专利]一种冷却槽射流动压及均匀性检测方法及装置-CN202310633699.4在审
发明人：王春民;孙海雨;凌前程;李龙飞;钟博;李文龙;卞香港;刘上;卢永乐;丰雪平 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明提供了一种冷却槽射流动压及均匀性检测方法及装置，用于解决目前没有冷却槽射流动压及均匀性检测方面相关研究的问题。本发明提供的一种冷却槽射流动压及均匀性检测方法为：沿待测冷却槽周向均匀选取多个射流槽；对选取的射流槽的射流动压信号进行测量；对获得的多个射流槽的射流动压信号进行对比分析，若最小动压值大于等于最大动压值的60％，表示射流动压及均匀性满足要求，则完成检测；若最小动压值小于最大动压值的60％，表示射流动压及均匀性不满足要求；本方法有效解决了冷却槽射流动压及均匀性定量评价难题，保证了冷却槽的生产质量。
一种冷却射流均匀检测方法装置

[发明专利]一种自分流复合冷却燃烧室-CN202210281759.6有效
发明人：李斌;凌前程;李龙飞;孙海雨;丰雪平;钟博;李光明;李文龙 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-03-21 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种自分流复合冷却燃烧室，涉及液体火箭发动机技术领域，提高燃烧室冷却性能。所述的燃烧室，包括外壳体和内壳体，外壳体的第一端设有冷却剂入口，外壳体的第二端设有冷却剂出口；内壳体与外壳体同轴套设连接，外壳体和内壳体之间形成有多个再生冷却通道；再生冷却通道与冷却剂入口和冷却剂出口连通；内壳体的外壁设置有环形分段区，环形分段区设置在第一端与第二端之间，用于将再生冷却通道分隔成相连通的两部分，环形分段区内沿周向设有连通再生冷却通道和内壳体内部的分流孔，用于将再生冷却通道中的部分冷却剂导入内壳体中形成冷却液膜对内壳体的内壁进行冷却。
一种分流复合冷却燃烧室

[发明专利]一种可多次起动的补燃循环发动机系统及其起动方法-CN202310726654.1在审
发明人：管杰;刘上;孙海雨;何宏疆;张琳;王鹏武;刘文超;陈新红 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可多次起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有发动机系统均通过配置复杂的起动系统来实现多次起动，并且大都需要借助外来能源的不足之处。该可多次起动的补燃循环发动机系统，采用自身起动方案，无需借助外来能源，并且在原有发动机系统中仅增加流量调节装置，使得发动机系统无需试前准备即可实现多次起动。
一种多次起动循环发动机系统及其方法

[发明专利]一种耐高温防烧蚀的喷管结构-CN202310633792.5在审
发明人：李龙飞;孙海雨;凌前程;王春民;李文龙;钟博;丰雪平;刘上;陈新红;王化余;吕帆 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明提供了一种耐高温防烧蚀的喷管结构，用于解决传统大尺寸喷管结构冷却性能较差，喷口处经常出现高温烧蚀，甚至造成冷却槽道烧穿开裂引起冷却剂泄露的技术问题。本发明喷管结构的多个冷却槽道包括交错设置的流入槽道和射流槽道；外侧壁包括环形外套和与环形外套同轴连接的喷口环；内侧壁对应喷管结构尾部的一端周向设置有环形凸起，其外侧壁与喷口环的内侧壁密封连接；各流入槽道和各射流槽道对应喷管结构尾部的一端与环形凸起的侧壁之间设置有环形的汇流槽，用于使冷却剂通过流入槽道流至汇流槽，通过汇流槽汇流后流至射流槽道，并通过射流槽道上的射流孔射出，实现喷口的可靠冷却。
一种耐高温防烧蚀喷管结构

[发明专利]一种可自适应起动的补燃循环发动机系统及其起动方法-CN202310726656.0在审
发明人：管杰;孙海雨;李斌;刘上;王鹏武;张琳;何宏疆;张兴军 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机装置，具体涉及一种可自适应起动的补燃循环发动机系统及其起动方法，用于解决现有补燃循环发动机系统对起动过程中的起动时序要求严格，一旦起动时序不合理，就会导致发动机系统的起动成功率降低的不足之处。该可自适应起动的补燃循环发动机系统，包括燃料启动阀、燃料泵、流量调节器、燃料主阀、推力室、燃气发生器、燃气涡轮、氧化剂泵、氧化剂启动阀及分流组件；本发明可以使发动机系统的起动过程对起动时序具有较强的自适应性，除了发动机入口启动阀时序外，无需其它起动时序即可顺利完成起动过程。
一种自适应起动循环发动机系统及其方法

[发明专利]一种可调节分流的冷却通道-CN202211548168.7在审
发明人： 孙海雨;李龙飞;凌前程;钟博;王春民;丰雪平;李文龙;陈新红;王化余;刘上;吕帆 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-12-05 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明公开了一种可调节分流的冷却通道，包括同轴设置在推力室外壁上的冷却壁，冷却壁与推力室外壁之间形成冷却腔，通过进水管进入的第一集合器的冷却剂通过导流孔一部分向上流动进入上冷却腔，进而至推力室头部，另一部分向下流动进入下冷却腔，进入下冷却腔的冷却剂一部分进入第一出水槽，并从第一出水孔排出至第二集合器，另一部分进入回流槽，进而进入第二出水槽，进入第二回流槽的冷却剂从第二出水孔排出至第二集合器，进入第二集合器的冷却剂在通过导管回流至上冷却腔的顶部，能有效地对推力室高热流区域进行冷却，冷却剂利用率高，总流阻相对较低，降低了冷却系统供应压力，解决了现有技术中喷管中的冷却剂利用率不高的技术问题。
一种调节分流冷却通道

[发明专利]一种抑制汽蚀工况中低频燃烧不稳定的方法-CN202211394110.1在审
发明人：段蒙;孙海雨;兰晓辉;周江平;潘匡志;周康;侯伟韬 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-11-08 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本发明公开了一种抑制汽蚀工况中低频燃烧不稳定的方法，包括将喷注器等效成弹簧振子系统，得到喷注器的等效频率f；所述弹簧振子系统包括喷注器的弹簧和由喷注器的运动件等效成的振子；获取燃烧室的燃烧不稳定频率f0；计算燃烧不稳定频率f0和喷注器的等效频率f的差值，并调整喷注器的弹簧或运动件的参数，使所述差值小于预设值，利用包含当前参数的弹簧和运动件的喷注器实现低频燃烧不稳定的抑制。
一种抑制汽蚀工况低频燃烧不稳定方法

[发明专利]一种自燃推进剂富氧补燃循环自身起动发动机系统及方法-CN202210743261.7在审
发明人：王鹏武;管杰;孙海雨;何宏疆;刘上;段增斌;刘文超;张琳;黄晓磊 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-06-27 - 公布日： 2022-11-04 - 主分类号： F02K9/48 文献下载
摘要：一种自燃推进剂富氧补燃循环自身起动发动机系统及方法，属于发动机技术领域。本发明燃料一级泵、燃料二级泵、氧化剂泵和燃气涡轮为同轴依次相连，燃料一级泵和燃料二级泵均用于给燃料增压，氧化剂泵用于给氧化剂增压，燃气涡轮用于带动轴旋转；推力室用于提供推力；燃气发生器用于产生驱动燃气涡轮的富氧燃气；燃料启动阀用于起动前隔离发动机与入口处的燃料；流量稳定器用于在发动机起动末期控制进入燃气发生器的燃料流量，转级阀用于在发动机起动前中期控制进入燃气发生器的燃料流量；燃料主阀用于控制进入推力室的燃料流量；氧化剂启动阀用于起动前隔离发动机与入口处的氧化剂。本发明在不借助外能源的情况下可顺利完成起动过程。
一种自燃推进剂富氧补燃循环自身起动发动机系统方法

[发明专利]一种栓式喷注器的可靠性评估方法-CN202210478669.6有效
发明人：王春民;凌前程;李龙飞;宋大亮;章荣军;孙海雨;潘匡志;杜飞平 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-05-05 - 公布日： 2022-08-12 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：本发明提供一种栓式喷注器的可靠性评估方法，解决现有栓式喷注器没有系统、规范的可靠性评估方法，也没有建立全寿命周期科学的测试流程，仅进行单一测试，存在可靠性较低的问题，或需通过大量热点火试验进行可靠性子样数积累、统计验证，存在验证成本高的问题。本发明方法依次对栓式喷注器通过洁净度检测、密封性检测、液流试验、力学环境检测、热循环试验、热真空试验、动作寿命试验和热点火鉴定试车，从而能够针对栓式喷注器可运动、喷注开度可调节的同轴装配结构特点，规范快速地完成全寿命周期内复杂工作环境的栓式喷注器运动特性、密封特性及寿命鉴定评估，快速实现栓式喷注器的高可靠性评估；同时降低了依靠大量热点火试验的验证成本。
一种栓式喷注器可靠性评估方法

[发明专利]一种泵压双模式液体火箭发动机系统-CN202010768031.7有效
发明人： 孙海雨;单磊;赵晓慧;王鹏武;刘文超;潘匡志;韩方超 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-08-03 - 公布日： 2021-10-19 - 主分类号： F02K9/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种泵压双模式液体火箭发动机系统，属于航天器高压贮箱推进剂加注领域；包括推力室、高压气贮箱、燃气发生器、2个转注系统、氧化剂目标贮箱和燃料目标贮箱；每个转注系统包括涡轮泵、主阀、转注控制阀、单向阀和流量调节器；涡轮泵与燃气发生器连通；涡轮泵与流量调节器连通；流量调节器分别与转注控制阀和主阀连通；转注控制阀与单向阀连通；高压气贮箱设置有2个输出端；2个输出端分路与燃气发生器连通；其中1个单向阀与氧化剂目标贮箱连通；另1个单向阀与燃料目标贮箱连通；2个主阀均与推力室连通；本发明能够作为上面级或其他航天器的主动力执行入轨或变轨等任务，还能够将上面级或其他航天器主贮箱内的推进剂转注到姿控发动机贮箱内。
一种双模液体火箭发动机系统

[发明专利]一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统-CN202010773472.6有效
发明人： 孙海雨;单磊;王鹏武;董万峰;赵晓慧;刘文超;童飞 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-08-04 - 公布日： 2021-10-19 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统，属于泵压式液体火箭发动机起动系统设计领域；包括2个气动增压装置、增压气源、燃气发生器、2个涡轮泵、2个控制阀和2个向上单向阀；2个气动增压装置分别与增压气源连通；每个气动增压装置分别与1个控制阀一端和1个向上单向阀一端连通；2个控制阀的另一端均与燃气发生器连通；每个向上单向阀的另一端与1个涡轮泵连通；2个涡轮泵均与燃气发生器的排气管路连通；向其中1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给氧化剂；分别向另1个气动增压装置和对应的涡轮泵供给燃料；本发明气动增压装置多次起动系统具有系统简单，结构质量轻，工作效率高、各次起动工况一致性好、耗气量小的优点。
一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统

[实用新型]一种应用于泵压式上面级发动机热控制的隔热组件-CN201520771601.2有效
发明人：赵晓慧;张敏贵;杨振业;黄晓磊;蒲光荣;单磊;孙海雨 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2015-09-30 - 公布日： 2016-03-30 - 主分类号： F02K9/00 文献下载
摘要：本实用新型属于航空、航天领域，具体涉及一种用于上面级泵压式发动机热控制的隔热组件。该隔热组件包括外包覆层以及多层芯；外包覆层的尺寸大于多层芯的尺寸；外包覆层将大于多层芯的部分作为翻边将多层芯包裹；隔热组件的外形与待包覆的发动机各个部件的形状相适配；多层芯包括交替设置的N+1层反射层与N层间隔层；其中，N≥1。通过使用本实用新型的隔热组件能够使火箭发动机在低温工况滑行时减少热控部件的热量损失，在高温工况滑行以及发动机点火工作时阻挡外热流、涡轮红外辐射等外部热源的影响。
一种应用于泵压式上面发动机控制隔热组件

[发明专利]一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法-CN201510908697.7在审
发明人：王鹏武;单磊;蒲光荣;赵晓慧;孙海雨;黄晓磊 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2015-12-09 - 公布日： 2016-03-23 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法，由起动箱、气瓶、电爆阀、起动控制阀及管路组成，是一种用于泵压式液体火箭发动机的多次起动系统。该系统可以贮存并供应发动机起动所需要的推进剂，并具备反复充填的功能，可以实现泵压式液体火箭发动机的多次起动。经过试验验证，该系统用于泵压式上面级液体火箭发动机可以实现不少于20次起动的能力。
一种用于发动机起动箱式多次系统方法

[发明专利]可贮存泵压式上面级发动机热控制方法-CN201410783781.6有效
发明人：张敏贵;赵晓慧;杨振业;王春民;蒲光荣;黄晓磊;孙海雨;单磊 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2014-12-16 - 公布日： 2015-06-03 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明属于航空、航天技术领域，具体涉及一种可贮存泵压式上面级发动机热控制方法。该方法包括步骤是：1)确定控温目标；2)划分工况；3)确定有热控措施的发动机热数学模型；4)制定初步热控方案；5)验证初步热控方案，获得采取初步热控方案的发动机在各个工况下的试验预示温度变化；6)最终热控方案的确定。通过本发明的方法有效地解决了可贮存泵压式上面级发动机热控制问题。
贮存泵压式上面发动机控制方法

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