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[发明专利]电推进试验平台液体推进剂供给装置-CN200910083031.7无效
发明人：汤海滨;訾振鹏;钟凌伟;张莘艾 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2009-04-24 - 公布日： 2009-09-23 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：电推进试验平台液体推进剂供给装置包括推进剂中转贮箱、推进剂贮箱及流量测量装置、推进剂管路装置、液体推进剂加注装置和高压气源装置。液体推进剂加注装置连接推进剂中转贮箱与推进剂贮箱，连接管路设有加注阀门。通过贮箱增压，推进剂从推进剂贮箱流入推进剂供给管路，进入发动机。试验结束后，可通过管路放气阀泄去管路内的压力。通过本发明能够准确测量液体推进剂的流量及发动机工作时的喷前压，同时可保证现场试验人员进行推进剂供给操作以及其他操作时的安全。
推进试验平台液体供给装置

[发明专利]一种采用切向离心喷射的热力学排气系统-CN201910580736.3在审
发明人：谢福寿;任建华;厉彦忠;夏斯琦;王磊 -专利权人：西安交通大学
申请日： 2019-06-29 - 公布日： 2019-09-27 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：一种采用切向离心喷射的热力学排气系统，包括低温推进剂贮箱内的切向喷射管路，切向喷射管路为金属多孔结构，喷射孔口方向沿低温推进剂贮箱轴线的径向，切向喷射管路中的低温推进剂由喷射孔口喷向低温推进剂贮箱中，使喷射的低温推进剂相对于低温推进剂贮箱轴线切向喷出，产生离心力，驱使低温推进剂贮箱内低温推进剂主流体运动；被切向喷射管路喷入的温度低的低温推进剂与低温推进剂贮箱中温度高的低温推进剂进行换热，从而使低温推进剂贮箱中的压力和温度下降，此外，切向布置的喷射孔口使被喷入的低温推进剂也对低温推进剂贮箱内主流体有更强的扰乱作用，使得换热更强烈；本发明实现低温推进剂贮箱压力快速下降，能耗降低。
低温推进剂切向贮箱喷射管路喷射孔离心喷射排气系统热力学主流体换热喷入金属多孔结构能耗降低切向布置口喷喷出喷射扰乱

[发明专利]一种基于耦合质量的液体推进剂动力学模拟方法-CN201210176955.3无效
发明人：潘忠文;王旭;廉永正;董锴;曾耀祥;林宏;杨树涛;徐庆红;王明宇 -专利权人：北京宇航系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2012-05-31 - 公布日： 2013-12-18 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于耦合质量的液体推进剂动力学模拟方法，依次包括：一、采集火箭贮箱的结构参数；采集贮箱中推进剂的密度信息；得到贮箱节点和贮箱节点对应的质量单元；得到某飞行时刻的推进剂质量；二、根据推进剂质量和推进剂的密度信息，得到推进剂体积；根据火箭贮箱的结构参数，得到推进剂的液位高度；三、根据推进剂的液位高度，将推进剂分配在贮箱的节点对应坐标上；四、根据贮箱每个节点分配到的推进剂质量，得到推进剂单元耦合质量矩阵；五、生成贮箱各节点的耦合质量单元
一种基于耦合质量液体推进动力学模拟方法

[发明专利]全弹性微小流量测量装置之管路结构-CN200910080551.2无效
发明人：汤海滨;张莘艾;施陈波;訾振鹏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2009-03-20 - 公布日： 2009-08-19 - 主分类号： G01F1/76 文献下载
摘要：本发明涉及一种全弹性微小流量测量装置之管路结构，包括推进剂加注管路、推进剂供给管路、贮箱增压管路、回吹气体管路、贮箱放气管路，推进剂加注管路与推进剂贮箱连接，推进剂加注管路上设有贮箱加注阀门。推进剂供给管路与推进剂加注管路与推进剂贮箱连接，推进剂供给管路上设有液体阀门。贮箱增压管路一端与增压气体气源相连，另一端与推进剂贮箱相连，贮箱增压管路上设有贮箱增压阀门；贮箱增压管路上设有一压力传感器，在贮箱增压传感器管路上设有用于贮箱增压传感器管路控制阀门。回吹气体管路一端连接外部的气源，另一端连接贮箱加注管路，回吹气体管路上设有回吹阀门。贮箱放气管路一端与贮箱增压管路相连，另一端连接放气电磁气动阀门。
弹性微小流量测量装置管路结构

[发明专利]考虑气体成分变化的低温推进剂贮箱增压性能预测方法-CN202110320255.6有效
发明人：崔星;陈晖;张航;张振臻;宋春;马冬英;高远皓 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-03-25 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明涉及一种低温推进剂贮箱增压性能预测方法，具体涉及一种考虑气体成分变化的低温推进剂贮箱增压性能预测方法。本发明的目的是解决现有技术缺乏考虑贮箱内气体成分变化的低温推进剂贮箱模型，导致无法准确预测推进剂贮箱增压性能的技术问题。首先建立了低温推进剂贮箱气相区域和液相区域分别的能量方程和连续方程，以及气相区域内实际混合气体的状态方程及低温推进剂贮箱内的附加方程，构成低温推进剂贮箱数学模型的基本方程；然后分别建立传热模型、传质模型及混合气体模型，最后得到了完整的低温推进剂贮箱仿真模型，可用于预测低温推进剂贮箱的增压性能。
考虑气体成分变化低温推进剂贮箱增压性能预测方法

[发明专利]一种推进剂贮箱的汽相清洗系统-CN201611052402.1有效
发明人：郝战焱;闫子良;刘岩;金朝旭;郭振;战立斌;李蕾;方涛;许宏;刘朝阳 -专利权人：北京航天试验技术研究所;北京航天凯恩化工科技有限公司
申请日： 2016-11-24 - 公布日： 2022-04-01 - 主分类号： B08B9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种推进剂贮箱的汽相清洗系统，包括冷却系统，所述冷却系统包括工装结构，所述工装结构固定安装在推进剂贮箱上端，工装结构与推进剂贮箱之间形成用于流体流动的换热空间，通过流体流动换热对推进剂贮箱进行换热本发明的工装结构，安装在推进剂贮箱上，辅助实现了对推进剂贮箱的制冷，可用于推进剂贮箱的清洗剂蒸汽清洗过程，并且工装结构简单，成本低廉，安装拆卸方便。
一种推进剂贮箱清洗系统

[发明专利]磁性推进剂贮箱及航天器-CN202210703683.1在审
发明人：路亚庆;张瑞平;朱文杰;冯明宇;齐宝恒;高庆华;邱中华 -专利权人：上海空间推进研究所
申请日： 2022-06-21 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明提供了一种磁性推进剂贮箱及航天器，包括：贮箱壳体、表面张力贮箱管理装置、磁铁以及推进剂；所述贮箱壳体内侧壁安装所述表面张力贮箱管理装置，所述贮箱壳体内装载所述推进剂，所述贮箱壳体外侧安装所述磁铁，所述磁铁在所述贮箱壳体内部形成磁场，所述磁场作用于所述推进剂。本发明通过磁性定位技术进行推进剂管理，利用了推进剂的磁性，避免了复杂的PMD结构和过多的PMD质量。
磁性推进剂贮箱航天器

[发明专利]航天器表面张力贮箱推进剂在轨补加系统-CN201811620605.5有效
发明人：孙兴亮;梁鲁;田林;王平;黄震;杨雷;张柏楠 -专利权人：北京空间技术研制试验中心
申请日： 2018-12-28 - 公布日： 2020-08-07 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明涉及一种航天器表面张力贮箱推进剂在轨补加系统，包括：补加贮箱(1)，用于储存补加推进剂；目标贮箱(2)，用于接收并储存所述补加推进剂；补加贮箱加注子系统(3)，与所述补加贮箱(1)相连接，用于输出所述补加推进剂；目标贮箱加注子系统(4)，与所述目标贮箱(2)相连接，用于接收所述补加推进剂。本发明的航天器推进剂在轨补加系统能够实现航天器表面张力贮箱推进剂的在轨补加，从而能够保证航天器的重复使用性。
航天器表面张力推进轨补加系统

[发明专利]一种航天发动机推进剂的温控输送系统-CN202210291176.1有效
发明人：骆青业;宋健;田亚雄;郁焕礼;王军宁;勾通;李辉;戴贤波 -专利权人：北京航天雷特机电工程有限公司;上海瑞控阀门有限公司
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天发动机推进剂的温控输送系统，涉及温度控制技术领域，包括气源增压装置、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀；气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口连接；控制阀设置于气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口之间；推进剂贮箱的出口与循环换热装置的入口连接；控制阀开启时，气源增压装置中存储的气体进入推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由循环换热装置的出口传输至航天发动机处本发明通过设置循环换热装置调节推进剂的温度，进一步提高航天器发射的精度和安全性能。
一种航天发动机推进温控输送系统

[发明专利]一种火箭发动机燃料系统及火箭-CN201910663233.2有效
发明人：俞南嘉;张欣宇;王鹏程;张彤阳 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2019-07-22 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本申请提供了一种火箭发动机燃料系统及火箭，涉及火箭发动机技术领域，在一定程度上解决现有技术中的芯级火箭在工作时，无法向其贮箱内补充推进剂的技术问题。火箭发动机燃料系统包括：助推级火箭发动机燃料系统和芯级火箭发动机燃料系统；助推级火箭发动机燃料系统包括第一推进剂贮箱，芯级火箭发动机燃料系统包括第二推进剂贮箱，第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱相连通,第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱之间设置有控制阀火箭发动机燃料系统中第一推进剂贮箱可以向第二推进剂贮箱内输送推进剂，防止芯级火箭发动机燃料系统中推进剂的消耗导致芯级火箭运载能力下降。
一种火箭发动机燃料系统火箭

[发明专利]液化气推进剂控制系统及控制方法-CN201710388976.4有效
发明人：张鑫彬;郭加利;鲜亚平;王晓露;江金林 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-05-27 - 公布日： 2019-08-16 - 主分类号： B64G1/40 文献下载
摘要：本发明公开一种液化气推进剂控制系统，该控制系统包含：贮箱，其存储液态推进剂；推进剂管理装置，其连接贮箱的输出端；推力器，其连接推进剂管理装置的输出端。在微小冲量输出时，推进剂管理装置束缚液态推进剂在贮箱与推进剂管理装置之间，推进剂管理装置内的气态推进剂输出至推力器喷出，系统处于冷气推进模式；在较大冲量输出时，贮箱下游压力下降，贮箱内的气泡压力驱动液态推进剂漫过推进剂管理装置本发明通过推进剂管理装置能够适应冲量需求多变的场合，当在微小冲量需求时，处于冷气推进模式，提高推进系统的比冲，当冲量需求较大时，进入闪蒸射流模式，满足大冲量需求，同时节省了成本。
液化气推进控制系统控制方法

[发明专利]测量推进系统剩余推进剂质量的方法、系统及介质-CN202011554706.4有效
发明人：王浩;何壮睿;钟雪莹;赵正;潘一力;蔡晓宇;朱鹏程;刘锋;曹伟;韩泉东;叶青 -专利权人：上海空间推进研究所
申请日： 2020-12-24 - 公布日： 2021-10-29 - 主分类号： G01G17/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种测量推进系统剩余推进剂质量的方法、系统及介质，包括：步骤1：将航天器置于水平面并打开液路隔离阀使并联贮箱液路连通平衡；步骤2：将附加容器与推进系统贮箱相连通，测量推进系统贮箱气腔、附加容器压力；步骤3：对附加容器注入预设体量的气体后测量压力；步骤4：计算贮箱气腔容积；步骤5：由已知贮箱总容积减去贮箱气腔容积得到剩余推进剂容积；步骤6：测量推进剂温度得到对应的推进剂密度；步骤7：计算贮箱剩余推进剂质量；步骤8：打开附加容器放气阀放气后关闭，重复测量剩余推进剂质量多次，取每次测量结果的均方根为最终测量值。本发明可在不排出剩余推进剂的前提下测量推进系统剩余推进剂量，保证人员的安全。
测量推进系统剩余质量方法介质

[发明专利]姿控发动机试验推进剂质量称重装置-CN201710418241.1在审
发明人：党栋;李民民;刘阳;寇鑫;李广会;赵曙;张建明;赵飞;杨敏利;宫厚娟;张鹏 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2017-06-06 - 公布日： 2017-11-17 - 主分类号： G01G21/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种姿控发动机试验推进剂质量称重装置，包括放置平台、电子秤、电子秤高度调节装置、换向阀、推进剂回收容器、推进剂称重贮箱、放气回收罐、单向阀；推进剂回收容器和放气回收罐均固定安装在放置平台上；推进剂称重贮箱包括上部贮箱本体和下部连接底座；放置平台上开设有一个凹坑，凹坑内放置电子秤；电子秤高度调节装置用于调节电子秤的高度；上部贮箱本体的推进剂入口与推进剂回收容器均与换向阀连接；换向阀与外部推进剂供应系统通过连接管路连通，上部贮箱本体的推进剂出口与单向阀入口连通，单向阀出口与放气回收罐连通。通过使用本发明消除了管路约束、测量初期的测量误差以及贮箱放气对推进剂质量精确测量带来的影响。
发动机试验推进质量称重装置

[发明专利]一种卫星变轨推进剂消耗量计算方法-CN201610465151.3有效
发明人：李烽;李永;王珏;魏鑫;石晓强;王裕夫;温正;陈粤 -专利权人：中国空间技术研究院
申请日： 2016-06-23 - 公布日： 2018-08-31 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：一种卫星变轨推进剂消耗量计算方法，方法涉及的推进剂贮箱具有中间底结构，卫星在变轨末期推进剂流过贮箱中间底进入下舱。方法通过下列方式实现：(1)从卫星变轨飞行贮箱遥测压力变化判断氧燃推进剂流过下舱时刻，得到氧燃推进剂过贮箱中间底重要时间特征参数to和tf，其中to为氧化剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差，tf为燃烧剂进入下舱时刻与变轨结束时刻的时间差；(2)根据时间特征参数to和tf，计算变轨过程中贮箱下舱氧化剂和燃烧剂的消耗量；(3)根据贮箱下舱装填量和变轨时下舱推进剂消耗量计算出变轨后氧燃剩余推进剂量；(4)根据推进剂加注量及变轨后剩余量确认该卫星变轨过程推进剂消耗量
一种卫星推进消耗量计算方法

[发明专利]一种航天金属隔膜贮箱在轨推进剂剩余量测量方法-CN202310927085.7在审
发明人：顾森东;赵积鹏;马天驹;于斌;杨文博;王添;马彦龙;唐晓燕;张衍;杨学虎;黎刚刚 -专利权人：兰州空间技术物理研究所
申请日： 2023-07-26 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01F23/292 文献下载
摘要：本申请涉及测量技术领域，具体而言，涉及一种航天金属隔膜贮箱在轨推进剂剩余量测量方法，适用于金属隔膜贮箱，即增压气体和液体推进剂分隔结构贮箱的推进剂剩余量的测量，测量装置设置简单，测量过程方便，通过与地面试验得到的金属隔膜顶点位移‑液腔剩余容积模型做对照，再根据金属隔膜贮箱推进剂的排出效率，就能够计算得到推进剂的剩余体积，满足了航天金属隔膜贮箱在轨全工作过程中剩余推进剂的高精度测量。
一种航天金属隔膜推进剩余测量方法

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