[发明专利]一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置在审
| 申请号： | 201710430036.7 | 申请日： | 2017-06-09 |
| 公开（公告）号： | CN107795409A | 公开（公告）日： | 2018-03-13 |
| 发明（设计）人： | 胡建新 | 申请（专利权）人： | 胡建新 |
| 主分类号： | F02K9/80 | 分类号： | F02K9/80;F02K7/18 |
| 代理公司： | 长沙正奇专利事务所有限责任公司43113 | 代理人： | 马强,郑俊超 |
| 地址： | 410000 *** | 国省代码： | 湖南;43 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 本发明公开了一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、弹体、燃气发生器、喷管，所述喷管包括封板、中空管体；在管体壁上垂直于管体轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，柱塞滑阀上设置有驱动装置；在封板上开设有N个贯通的进气孔，进气孔的分布位于管体直径范围内，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；管体外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器与爆破装置电连接。本发明使得固体火箭冲压发动机在非壅塞状态和壅塞状态下均能有较大的流量调节范围，具有价格低廉、工作精准可靠等优点。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 固体 火箭 冲压 发动机 燃气 流量 调节 装置 | ||
【主权项】：
一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、中空的弹体（8）、设置于弹体（8）内的燃气发生器（1）、设置于弹体（8）内并将燃气发生器（1）和补燃室连通的喷管，其特征在于：所述喷管包括将燃气发生器（1）的燃料腔（13）密封的封板（4）、与封板（4）密封连接的中空管体（9），管体（9）轴线垂直于封板（4）；在管体（9）壁上垂直于管体（9）轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，所述柱塞滑阀上设置有可驱动柱塞滑阀伸入或缩回管体内腔的驱动装置；在封板（4）上开设有N个贯通的进气孔（14），所述进气孔（14）的分布位于管体（9）直径范围内，在N‑1个进气孔（14）中设有可将进气孔（14）密封堵塞的堵盖（17），所述堵盖（17）上设有可将堵盖（17）爆破的爆破装置；所述管体（9）外壁与弹体（8）之间的空腔内安装有压力传感器（2），压力传感器（2）与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器（2）与爆破装置电连接；所述N＞1，且N为正整数。
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于胡建新，未经胡建新许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/201710430036.7/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 上一篇：一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置
- 下一篇：制冷剂压缩机
- 同类专利
- 基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机-201810856343.6
- 李鹏 - 李鹏
- 2018-07-31 - 2019-09-20 - F02K9/80
- 本发明公开了一种使用膨胀/偏转喷管的闭式膨胀循环火箭发动机，特别是涉及一种其膨胀/偏转喷管的菌状中心体有较粗的直径，且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面的闭式膨胀循环火箭发动机。由于有更多的吸热表面，吸收了更多热能的工质能够以更高的功率驱动涡轮，使本发明突破了以往业界公认的闭式膨胀循环火箭发动机推力不大于30吨的限制。菌状中心体菌杆部分的截面偏离圆形，配合周围均匀或非均匀排布的针栓喷注器流量上的差异控制，实现了在喷管固定情况下的三轴矢量推进。嵌入加粗的中心体菌杆部分的涡轮可以省掉通向涡轮的管路。同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵的结构减小了体积。
- 一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置-201710430035.2
- 胡建新 - 胡建新
- 2017-06-09 - 2019-08-06 - F02K9/80
- 本发明公开了一种非壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括燃气发生器，紧贴燃气发生器的燃料腔那一侧连接有补燃室，补燃室和燃料腔之间设有将两个腔室隔离的隔板；隔板上开设有N个贯通的进气孔，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，所述堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；补燃室内设有压力传感器，该压力传感器与爆破装置电连接；N＞1，且N为正整数。本发明采用带有导爆索的堵盖作为燃气发生器与补燃室之间气体流量的改变装置，其价格低廉、工作精准可靠。同时，整流罩的设计，使得从燃气发生器进入补燃室的气体能够与空气均匀掺混，提高燃烧效率。
- 一种开闭式旋转爆轰发动机单向起爆装置-201710288247.1
- 潘振华;陈开鹏;张彭岗;齐骏 - 江苏大学
- 2017-04-27 - 2019-04-02 - F02K9/80
- 本发明提供了一种开闭式旋转爆轰发动机单向起爆装置，包括阀门、预爆管和爆轰管转接装置，爆轰发动机环形燃烧室上设有用于与预爆管连通的开口，所述预爆管的一端与爆轰发动机环形燃烧室连通，预爆管的另一端上安装爆轰管转接装置，所述阀门安装在开口处，阀门的一端与爆轰发动机环形燃烧室铰接，阀门仅能向爆轰发动机环形燃烧室内旋转以打开开口。本发明采用开闭式阀门，预爆管点火后爆轰波冲开阀门进入发动机环形燃烧室，传播一周后冲闭阀门，之后不再影响燃烧室的燃烧情况，本发明所有部件设计合理，可靠性高。
- 一种可用于返回式运载火箭的发动机系统-201710143869.5
- 不公告发明人 - 杨森;杨娜娜;杨浩
- 2017-03-16 - 2018-10-09 - F02K9/80
- 传统的不可回收火箭的发动机系统不能重复使用，火箭发射成本高昂，可回收的返回式火箭的应用将极大降低火箭发射成本，为实现可回收的返回式火箭，需研制一款新型的火箭发动机，满足可回收的返回式火箭的需求。该发动机系统用于可回收返回式火箭、航天飞机或其他用于用于太空和星球表面的飞行器，具有控制推力大小和推力方向功能，满足火箭发射上升段推力和姿态控制需求，满足着陆段推力和姿态控制需求，实现火箭在天地间往返，也可用于火箭在其他星球表面起飞和着陆。
- 一种小型液体/固体火箭矢量喷管伺服控制系统和方法-201610896962.9
- 吴云华;秦远田;许蕾;陈志明;华冰;郁丰 - 南京航空航天大学
- 2016-10-14 - 2018-08-03 - F02K9/80
- 本发明公开了一种小型液体/固体火箭矢量喷管伺服控制系统，包括伺服机构和伺服控制器；伺服机构包括两个伺服作动器、十字万向机构、角度编码器以及行程开关；两个伺服作动器分别安装于喷管的X轴面和Y轴面；行程开关安装于伺服作动器推杆的中间位置；角度编码器安装于十字万向机构相互垂直的两根轴的轴端；伺服控制器包括核心板和接口扩展板；核心板采用FPGA芯片快速构建CPU软核。本发明控制系统和方法，由于采用电机直驱丝杆的方式，极大地减小了伺服机构的体积和重量，提高了伺服机构的可靠性；采用基于FPGA的核心板和外围接口扩展板的形式，实时性好、计算效率高、扩展性强；集伺服机构和伺服控制器于一体，集成度高、动态响应快、控制精度高。
- 一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置-201710430036.7
- 胡建新 - 胡建新
- 2017-06-09 - 2018-03-13 - F02K9/80
- 本发明公开了一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、弹体、燃气发生器、喷管，所述喷管包括封板、中空管体；在管体壁上垂直于管体轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，柱塞滑阀上设置有驱动装置；在封板上开设有N个贯通的进气孔，进气孔的分布位于管体直径范围内，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；管体外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器与爆破装置电连接。本发明使得固体火箭冲压发动机在非壅塞状态和壅塞状态下均能有较大的流量调节范围，具有价格低廉、工作精准可靠等优点。
- 一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置-201720664268.4
- 胡建新 - 胡建新
- 2017-06-09 - 2018-02-16 - F02K9/80
- 本实用新型公开了一种固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、弹体、燃气发生器、喷管，所述喷管包括封板、中空管体；在管体壁上垂直于管体轴线方向开有光孔，光孔内密封安装有柱塞滑阀，柱塞滑阀上设置有驱动装置；在封板上开设有N个贯通的进气孔，进气孔的分布位于管体直径范围内，在N‑1个进气孔中设有可将进气孔密封堵塞的堵盖，堵盖上设有可将堵盖爆破的爆破装置；管体外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器与驱动装置电连接；压力传感器与爆破装置电连接。本实用新型使得固体火箭冲压发动机在非壅塞状态和壅塞状态下均能有较大的流量调节范围，具有价格低廉、工作精准可靠等优点。
- 一种基于HEMPT推力器的mN级推力连续可调电推进系统及方法-201610972893.5
- 高俊;李永;汤章阳;刘国西;陈涛;毛威;扈延林;汪旭东;邹达人;李宗良;周成;于洋;王戈 - 北京控制工程研究所
- 2016-10-28 - 2018-02-06 - F02K9/80
- 一种基于HEMPT推力器的mN级推力连续可调电推进系统及方法，包括HEMPT推力器、电推进控制单元、比例流量贮供单元、数字化调节电源单元；电推进控制单元在星上控制指令控制下，电推进控制单元产生两组驱动控制信号，驱动控制信号1送至比例流量贮供单元，驱动控制信号2送至数字化调节电源单元；同时，电推进控制单元采集比例流量贮供单元反馈的遥测信号1和数字化调节电源单元反馈的遥测信号2，并形成遥测包送至外部星上计算机；推力器产生mN级推力连续可调推力，本发明具有系统简单可靠、重量轻、工作电压低、推力调节范围广等优点。通过该系统的设计，可实现推力连续调节，推力调节范围达到1mN～20mN，推力分辨率优于15μN。
- 可定向火箭发动机系统-201480023459.1
- 法布里斯·鲁菲诺;本杰明·福雷 - 空中客车防务及航天公司
- 2014-04-22 - 2017-07-28 - F02K9/80
- 根据本发明，该系统能够使火箭发动机(4)倾斜使得在倾斜位置，喷管(8)的中心(C)至少近似地位于该火箭发动机的中立定向轴线(mo–mo)上。
- 一种集成氢气涡轮泵的伺服机构及伺服控制方法-201510672384.6
- 景光辉;张晓莎;李建明;吕凤实;郝小龙;李凌云 - 北京精密机电控制设备研究所;中国运载火箭技术研究院
- 2015-10-16 - 2017-04-19 - F02K9/80
- 本发明涉及一种伺服机构及伺服控制方法，具体说涉及一种配套运载火箭液氢液氧发动机、集成氢气涡轮泵能源的高紧凑大功率伺服机构及伺服控制方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明的伺服机构工作时，从发动机引流高压氢气，驱动氢气涡轮泵为伺服机构提供大功率液压能源，氢气涡轮泵排出的低温氢气被引入冷却器气腔；同时，伺服机构中所有低压回路的液压油汇集到一起，进入冷却器油腔，与低温氢气换热降温后进入涡轮泵吸油口，进行新一轮闭式循环；经过热交换的氢气通过管路排出。
- 采用多源氢气能源的多变量多余度数控伺服系统-201510673384.8
- 曾广商;张晓莎;张文海;景光辉;秦向明;刘俊琴;张淑敏;陈祖希;郭薇妮;赵守军 - 北京精密机电控制设备研究所;中国运载火箭技术研究院
- 2015-10-16 - 2017-03-22 - F02K9/80
- 本发明涉及运载火箭用多源氢气能源的多变量多余度数控伺服系统，属于运载火箭控制技术领域。伺服系统控制回路采取了系统级三冗余设计方案，三余度伺服阀有三个独立的前置级，三余度位移传感器有三个独立的冗余通道。伺服控制器接收1553B总线上的三冗余数字控制指令，同时伺服控制器每1台子控制器采集1台伺服机构的三冗余位移传感器的3路线位移，由控制器中央处理单元执行线位移多数表决算法和数据闭环控制算法处理，经D/A转换及功率放大后输出伺服阀控制电流，输出到1台伺服机构三冗余伺服阀的1个前置级，在伺服阀的功率级滑阀上实现多数表决，可化解吸收冗余通道的一度故障。
- 一种大型表面张力贮箱高刚度推进剂管理装置-201310485525.4
- 魏延明;李永;庄保堂;白建军;姚灿;胡齐;苏龙斐 - 北京控制工程研究所
- 2013-10-16 - 2017-01-25 - F02K9/80
- 一种大型表面张力贮箱高刚度推进剂管理装置，包括中间底、液体通道、放气通道、中间底小收集器、放气杯、中间底大收集器、气泡陷阱；中间底置于贮箱下半部；液体通道的角收集器一端与中间底连接，另一段与气泡陷阱连接，气泡陷阱固定于贮箱出口位置，中间底大收集器位于中间底中间部位，中间底小收集器分布于中间底大收集器周围，放气通道置于中间底上部，一端焊接于中间底边缘处，另一端悬空放置。本发明克服现有小容量网式贮箱的技术不足，是一种推进剂携带量大、可靠性高的大型表面张力贮箱高刚度PMD，增强了大型卫星的适应能力，能够在微重力环境下向发动机或推力器提供满足流量要求的不夹气的推进剂，用于空间微重力环境下的推进剂管理。
- 转动控制固体姿轨控发动机-201510046713.6
- 任军学;常桁;刘宇;王一白 - 北京航空航天大学
- 2015-01-29 - 2015-07-01 - F02K9/80
- 本发明公开了一种转动控制固体姿轨控发动机，包括飞行器外壳体、轨控动力系统和姿控动力系统；轨控发动机包括轨控发动机壳体、轨控发动机绝热层、轨控发动机药柱、轨控燃气90度管道、轨控发动机喷管；轨控发动机壳体与轨控发动机绝热层之间、轨控发动机绝热层与轨控发动机药柱之间两两粘合；轨控燃气90度管道一端与轨控发动机壳体的偏心燃气通道连接，另一端连接轨控发动机喷管，轨控发动机喷管位于发动机的质心平面；轨控动力系统包括两个及以上轨控发动机；姿控动力系统包含三个及以上姿控发动机，姿控发动机的上输出轴配合姿控上滚动轴承内环，姿控上滚动轴承的外环与姿控发动机上支架固定连接，轨控发动机支架固定连接飞行器外壳体；本发明技术难度低、可行性高、结构简单、可靠性高、形式灵活。
- 一种可更换喷管的二次流体喷射推力调节装置-201510017390.8
- 郭常超;谢侃;李博;岳明辉;王宁飞 - 北京理工大学
- 2015-01-14 - 2015-06-17 - F02K9/80
- 本发明公开的一种可更换喷管的二次流体喷射推力调节装置，涉及用于火箭发动机的二次流体喷射推力调节装置，属于流体喷射的变推力发动机领域。本发明包括固定螺栓螺母、端面前置密封O型圈、侧面密封O型圈、二次射流注入装置、喷管、端面后置密封O型圈、喷管固定装置、安装拆卸螺钉和喷射腔，外围设备包括发动机收敛段。本发明可实现试验发动机二次流体喷射喷管的可更换，通过根据实际需求更换不同的喷管实现不同的喷射方案，实现对发动机推力大小和方向的调节效果。本发明还可用于研究不同喷射方案对发动机推力调节效率的影响，优化喷射方案。
- 一种利用火箭发动机高压煤油驱动的伺服机构-201310666218.6
- 傅俊勇;黄志华;施金花;刘洪宇;腾斌峰;余三成;李文顶;张卫东;吴璇;黄海青 - 上海新跃仪表厂
- 2013-12-10 - 2015-06-10 - F02K9/80
- 一种利用火箭发动机高压煤油驱动的伺服机构，包括电机、变量泵、限流阀、溢流阀、液控单向阀、单向阀、精油滤、粗油滤、电液伺服阀、零位锁、作动器、反馈电位器、高低压加注接口、活塞杆、伺服放大器和高低压塑料软管,所述机构内部油路通过所述单向阀和液控单向阀与外界隔离；所述限流阀和溢流阀独立与所述机构内部油路连通。本发明的优点在于由于采用了液压式零位锁，发动机点火前二级伺服机构不需要提前启动稳定零位，因此采用中频电机供电，不需箭上电池，达到了减轻重量，减少箭上电池的研制难度，并能快速完成小型航天器发射的有益效果。
- 一种变推力发动机推力闭环控制的方法-201410348396.9
- 马键;方渭军;雷娟萍;于洋;童飞;胡向龙;曾勤斌;王鹏武;王春民;李辉 - 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
- 2014-07-21 - 2015-02-18 - F02K9/80
- 一种变推力发动机推力闭环控制的方法，其特点在于：将发动机不同推力对应的流量调节器开度按顺序和推力变化量制作对比列表；控制系统采集当前发动机工作参数，将其换算成当前推力，并与指令推力进行比较；若当前推力与指令推力之差超出设定允差时，控制系统根据推力调节数据表对发动机推力进行调节，若当前推力与指令推力之差小于设定允差，则认为当前推力与指令推力相等，不进行推力调节。本发明有效地提高了泵压式变推力发动机的工况调节精度，经验证的发动机工况精度偏差小于1％。
- 用于推力矢量控制的涡轮发电机组件-201310276640.0
- Z.J.德龙;R.A.希梅尔曼 - 哈米尔顿森德斯特兰德公司
- 2013-07-03 - 2014-01-22 - F02K9/80
- 本发明涉及用于推力矢量控制的涡轮发电机组件。系统和方法包括：推力系统；发电机，所述发电机用于向所述推力系统的至少一个机电致动器提供电功率；用于驱动所述发电机的涡轮机；用于计量至所述涡轮机的推进剂的速度控制阀；以及齿轮传动装置，所述齿轮传动装置用于连接所述涡轮机、所述发电机和所述速度控制阀。
- 一种固液动力探空火箭的箭上控制电路-201210184105.8
- 宋佳;蔡国飙;陈辰;孔德帅;王虹玥 - 北京航空航天大学
- 2012-06-05 - 2012-11-07 - F02K9/80
- 本发明提出一种固液动力探空火箭的箭上控制电路，属于箭载控制系统领域。该箭上控制电路包括供电转换电路、单片机控制阀门动作电路、控制阀门电压的反馈电路、单片机复位和存储电路,主要完成固液动力探空火箭箭上控制电路的供电转换和按时序精确控制三个阀门动作，并把三个阀门的供电电压信号反馈给单片机。本发明提出一种固液动力探空火箭的箭上控制电路，箭上控制电路控制实现了固液动力探空火箭飞行过程中的变推力，且箭上控制电路实现固液动力探空火箭飞行过程中吹除氧化剂输送管路的辅助通道和主路通道中的液体氧化剂残留，保障输送系统安全。且箭上控制电路控制阀门动作之前，阀门的供电控制端是短路的，避免了由于干扰造成阀门的误开启。
- 专利分类
