CN105909424A - Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统 - Google Patents

Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统 Download PDF

Info

Publication number
CN105909424A
CN105909424A CN201610224975.1A CN201610224975A CN105909424A CN 105909424 A CN105909424 A CN 105909424A CN 201610224975 A CN201610224975 A CN 201610224975A CN 105909424 A CN105909424 A CN 105909424A
Authority
CN
China
Prior art keywords
propellant
fuel
rbcc
tank
supply system
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201610224975.1A
Other languages
English (en)
Inventor
何国强
白晶晶
刘洋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201610224975.1A priority Critical patent/CN105909424A/zh
Publication of CN105909424A publication Critical patent/CN105909424A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/56—Control
    • F02K9/566—Control elements and safety devices, e.g. pressure relief valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/605—Reservoirs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

本发明的目的是提供一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，包括分别连通至发动机的氧化剂供应系统、燃料供应系统和气体吹除系统，燃料供应系统还连接有燃料增压系统；燃料供应系统，包括用于向发动机提供燃料的燃料贮箱，燃料贮箱的输出管路上设置有用于调节推进剂流量及其混合比的燃料流量调节系统，燃料流量调节系统包括柱塞泵，柱塞泵连接有用于控制其动作的电机驱动装置。解决了现有推进剂供应系统无法集成到RBCC中，且无法对推进剂流量及混合比同时进行大范围调节的问题。

Description

RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统
技术领域
本发明属于推进剂供应系统技术领域，涉及一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统。
背景技术
目前针对液体火箭发动机推进剂流量及混合比能够进行大范围调节的研究相对较少。一般对此类问题的研究方法主要是(1)设计带有可调汽蚀文氏管(流量调节阀)与变截面可调喷注器结合起来的全挤压式推进剂供应系统；(2)在泵压式推进剂供应系统中大量地采用了气动阀、压力稳定器以及能预先设置工况的流量调节器来增加液体火箭发动机变工况工作的适应性。
比较典型的关于此类问题的供应系统设计方法，主要是美国TRW公司负责研制的登月舱下降发动机(LMDE)，其供应系统采用针阀机械定位喷注器与可变截面的汽蚀文氏管一起使用，保证在调节范围内进行等混合比的流量控制，具有10：1的推力调节能力。这种方法的不足之处是推进剂的混合比不能进行调节。
比较典型的关于此类问题的供应系统设计是俄罗斯研制的高压补燃循环液体火箭发动机RD-170。其推进剂供应系统在氧化剂供应主路上装有节流阀用于调节燃烧室及氧化剂泵后氧化剂流量，以改变推进剂的混合比；进入预燃室的液氧经过流量调节器，来调节预燃室的氧化剂流量。不足之处是整个供应系统质量体积太大，没有办法集成到RBCC中。
发明内容
本发明的目的是提供一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，以解决现有推进剂供应系统无法集成到RBCC中，且无法对推进剂流量及混合比同时进行大范围调节的问题。
本发明所采用的技术方案是，RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，包括分别连通至发动机的氧化剂供应系统、燃料供应系统和气体吹除系统，燃料供应系统还连接有燃料增压系统；
燃料供应系统，包括用于向发动机提供燃料的燃料贮箱，燃料贮箱的输出管路上设置有用于调节推进剂流量及其混合比的燃料流量调节系统，燃料流量调节系统包括柱塞泵，柱塞泵连接有用于控制其动作的电机驱动装置。
进一步的，燃料贮箱依次通过过滤器和电磁阀连通至柱塞泵。
进一步的，柱塞泵的输出管路上依次设置有流量计和电磁阀。
进一步的，燃料增压系统，包括气体贮箱，气体贮箱用于为燃料贮箱增加压力以将燃料推送至发动机，气体贮箱还连接有气体流量调节系统。
进一步的，气体流量调节系统，包括设置在气体贮箱入口的充排气阀，还包括依次设置在气体贮箱输出管路上的过滤器、电磁阀和减压器。
进一步的，气体贮箱中贮藏的是氮气或氦气。
进一步的，氧化剂供应系统A，包括用于向发动机提供氧化剂的氧气贮箱，氧气贮箱通过氧气孔板连通至发动机，氧气贮箱的输出管路上还设置有氧气流量控制系统。
进一步的，氧气流量控制系统，包括设置在氧气贮箱入口的充排气阀，还包括依次设置在氧气贮箱和氧气孔板之间的过滤器、电磁阀、减压器和放气阀。
进一步的，氧气孔板通向发动机的输出管路上依次设置有流量计和电磁阀。
本发明的有益效果是，该系统能够集成到RBCC中，且具有大调节比的液体火箭发动机推进剂供应系统能够减小发动机消极质量，降低系统成本，能够满足RBCC不同模态下对推进剂流量的不同需求，并保证火箭发动机燃烧室稳定工作。
附图说明
图1是本发明RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统的结构示意图；
图2是图1中燃料供应系统的放大图；
图3是图1中气体吹除系统的放大图。
图中，A.氧化剂供应系统，B.燃料供应系统，C.燃料增压系统，D.气体吹除系统，1.燃料贮箱，2.柱塞泵，3.气体贮箱，4.氧气贮箱，5.氧气孔板，6.过滤器，7.电磁阀，8.流量计，9.减压器，10.放气阀，11.充排气阀，12.电机，13.电机驱动器，14.单向阀，15.发动机。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供了一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，参见图1，包括分别连通至发动机推力室的氧化剂供应系统A、燃料供应系统B和气体吹除系统D，燃料供应系统B还连接有燃料增压系统C；
燃料供应系统B，包括用于向推力室提供燃料的燃料贮箱1，燃料贮箱1的输出管路上设置有用于调节推进剂流量及其混合比的燃料流量调节系统，燃料流量调节系统包括柱塞泵2，柱塞泵2连接有用于控制其动作的电机驱动装置。
其中，燃料贮箱1依次通过过滤器6和电磁阀7连通至柱塞泵2，柱塞泵2的输出管路上依次设置有流量计8和电磁阀7。
燃料增压系统C，包括气体贮箱3，气体贮箱3用于为燃料贮箱1增加压力以将燃料推送至发动机15，气体贮箱3还连接有气体流量调节系统，该气体流量调节系统，包括设置在气体贮箱3入口的充排气阀11，还包括依次设置在气体贮箱3输出管路上的过滤器6、电磁阀7和减压器9；该气体贮箱3中贮藏的是氮气或氦气。
氧化剂供应系统A，包括用于向发动机15提供氧化剂的氧气贮箱4，氧气贮箱4通过氧气孔板5连通至发动机15，氧气贮箱4的输出管路上还设置有氧气流量控制系统；该氧气流量控制系统，包括设置在氧气贮箱4入口的充排气阀11，还包括依次设置在氧气贮箱4和氧气孔板5之间的过滤器6、电磁阀7、减压器9和放气阀10；该氧气孔板5通向发动机15的输出管路上依次设置有流量计8和电磁阀7。
本发明的气体吹除系统D包括减压器、吹除用电磁阀7和单向阀14。利用经过过滤的来自气体贮箱3中的氮气或氦气，经过减压器9，将压力降至合适值后，通过打开的吹除用电磁阀7及保证不会逆向流动的单向阀14，可以对本发明整个系统的氧气和燃料的管路进行吹除，吹除掉管路中的杂质，确保实验的安全性。
本发明中，各个放气阀10的管路上设置有多个压力控制器，它们主要是用来测量氮气减压器后的压力及对其压力进行调节，并测量燃料贮箱的压力及对其压力进行控制。
本发明通过调节驱动柱塞泵2的电机的转速，改变柱塞泵2传动轴及缸体的转速，改变柱塞泵配流盘吸油、排油的流量，从而实现燃料流量的调节控制。具体的，将煤油经过过滤器6过滤后，进入打开的电磁阀7，通过调节驱动柱塞泵2的电机的转速，电机通过传动轴使柱塞泵2的缸体转动，靠柱塞泵2的斜盘作用使柱塞在缸体内作往复运动，从而改变柱塞泵2的配流盘的吸油、排油的流量，从而实现煤油流量的调节控制。通过调节电机转速为2000、6000、10000r/m来控制煤油流量为89、53、17g/s，利用流量计8监测燃料煤油的流量。
本发明使用的柱塞泵2连接电机及电机驱动器，通过电机驱动器驱动电机，由电机带动柱塞泵2。此外，柱塞泵2必须连接配套的安全阀，防止超出柱塞泵2的量程，出现超压溢流现象。
本发明通过电机驱动器驱动电机，电机带动柱塞泵2，通过调节电机转速，改变柱塞泵2吸油和排油量，从而实现燃料煤油流量大小的调节。流量计8用来监测燃料煤油流量，电磁阀7相当于开关，用来控制是否让煤油进入发动机推力室中。
本发明系统之所以选用斜盘式轴向柱塞泵2，是因为其具有密封性好、工作压力高、在高压下仍能保持相当高的容积效率，一般在95％左右，及总效率一般在90％以上、容易实现变量及单位功率的质量轻等优点。所选用的柱塞泵2其排量要求涵盖推进剂供应系统的流量范围，其入口、出口压力能够符合系统设计的需求，在其工作范围内。在满足流量和压力的需求后，要求柱塞泵2质量轻、体积小。
上述的过滤器6用来过滤推进剂或增压气体中的杂质，电磁阀7用以控制系统管路的通断，氧气孔板5是用于对氧气起到限流作用，本发明中的流量计8通常采用液体涡轮流量计，用于对推进剂的流量进行测量和监控。
RBCC即火箭基组合循环，是在冲压发动机流道内放置液体主火箭，利用主火箭产生的推力起飞，并利用火箭的引射作用捕获空气，进行二次燃烧产生推力增强的推进方式。既有火箭发动机的高推重比，又有冲压发动机的高比冲，具有广阔的应用前景。一般来说，火箭基组合循环推进系统在入轨飞行工作过程中根据飞行马赫数的不同将经历四种工作模态：火箭引射模态，亚燃冲压模态，超燃冲压模态，纯火箭模态。由于RBCC发动机工作在较宽的包线，来流状态变化大，内置在流道内的火箭发动机不仅要满足引射和纯火箭模态大流量大推力的需求，同时需要在亚燃和超燃模态维持较为稳定的小流量状态，这就对推进剂供应系统提出了很高的要求。推进剂供应系统是火箭发动机的重要组成部分，它的性能和可靠性决定了整个发动机系统的优劣和工作的安全性，并直接影响发动机的性能和寿命。
目前，尚没有一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统。而本发明提出一种能够小型集成到RBCC中、推进剂流量与混合比可同时进行大范围调节的推进剂供应系统，能够减小发动机消极质量，降低系统成本，能够满足RBCC不同模态下对推进剂流量的不同需求，并保证火箭发动机燃烧室稳定工作。其中，本发明RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统可调节的最大流量值与最小流量值之比为10:1，例如40-400g/s或50-500g/s，其混合比调节范围，即氧气流量与燃料流量可调节的比值范围为1.4-3.5。
本发明的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统进行地面实验时，首先按照本发明组建系统并将实验系统安装固定在实验台上，然后进行冷态调试，主要包括煤油和氧气流量标定、充填时间测量等，冷态调试完成后即可进行热试车试验。
上述地面实验的燃料采用气氧/煤油JP-10，氧化剂采用氧气，燃料采用煤油，采用氮气进行燃料增压，可以从高工况调节到低工况，其中高工况总流量400g/s，混合比为3.5，燃烧室压力为5.57MPa；低工况总流量40g/s，混合比1.4，燃烧室压力为0.47MPa。
主要分为以下几个重要内容：
(1)按照发明进行供应系统的安装；
(2)测量管路的气密性，加注推进剂；
(3)供应系统冷调试；
氧气冷调：调节氧气贮箱4压力为23MPa，调节减压器9前压力为17MPa，三个减压器9的后压力分别为13.37、7.2、1.1MPa，控制氧气流量分别为311、167、23g/s，利用气体流量计实时监测氧气流量。
煤油冷调：调节氮气瓶压力为9MPa，调节氮气减压器9前压力为3.5MPa，减压器9后压力为1.5MPa，调节氮气减压器9以调节挤压压力，即煤油贮箱压力为1MPa，通过调节电机转速为2000、6000、10000r/m来控制煤油流量为89、53、17g/s，利用流量计8监测燃料煤油流量。
(4)测量推进剂充填时间，编写调试自动时序；
(5)检查系统各组件工作是否正常，管路有无泄漏现象；
(6)供应系统热试车。
氧气贮箱4通过充排气阀11来进行氧气的充填和排放，首先调节氧气贮箱4的压力为23MPa，氧气经过过滤器6后，进入打开的电磁阀7，调节减压器9的前压力为17MPa，调节减压器9的后压力分别为13.37、7.2、1.1MPa，经过限流氧气孔板5，控制氧气流量分别为311、167、23g/s，利用流量计8实时监测输入至发动机推力室的氧气流量。
气体贮箱3通过充排气阀11来进行氮气的充填和排放，首先调节氮气瓶压力控制器到9MPa，氮气经过过滤器6后，打开电磁阀7，调节减压器9的前压力为3.5MPa，减压器9的后压力为1.5MPa，调节减压器9以调节燃料贮箱1的挤压压力为1MPa，此处燃料为煤油。
氧化剂供应系统A通过调节减压器9的出口压力来改变节流口入口压力进行氧气流量的调节，出口压力的调节范围为1.4-14MPa，氧气流量的调节范围为23-311g/s，该流量变化幅度小，推力室平稳工作。燃料供应系统通过调节泵的转速来进行燃料流量的调节，调节泵2的转速范围为2000-10000r/min，燃料流量的调节范围为17-89g/s。
本发明已经过波音公司EASY5(Engineering Analysis System V5)仿真软件的验证，可以实现推进剂总流量40-400g/s调节范围。该发明填补了RBCC中流量和混合比同时大范围调节液体火箭发动机推进剂供应系统的空白。
在以往的供应系统中，有的系统只能提供等混合比的推进剂流量控制，有的系统可以调节混合比却体积庞大无法集成到RBCC中，增加了成本。同时，泵压式系统所采用的均是涡轮带动离心泵，其推进剂流量很大，每秒几百千克，而挤压式系统因为气瓶质量重且体积大，所以说泵压式系统和挤压式系统的推进剂流量远大于本发明中的要求，均无法满足小型化，并集成至RBCC中的要求。
而本发明的系统克服技术偏见，选用柱塞泵作为燃料管路的流量调节控制器，采用调节减压器9的后压力来进行氧气流量调节，采用调节由电机驱动的斜盘式轴向变量柱塞泵2的转速来进行燃料流量的调节，从而实现对推进剂混合比进行大流量调节，使得推进剂流量可以达到每秒几十至几百克每秒。本发明的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统既提供了流量和混合比的同时大范围调节，又满足了整体体积较小的要求，可以集成到RBCC中，减小发动机的消极质量，降低了系统的成本，满足了RBCC在不同模态下对推进剂流量的不同需求，并保证火箭发动机燃烧室稳定工作。

Claims (9)

1.RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，包括分别连通至发动机(15)的氧化剂供应系统(A)、燃料供应系统(B)和气体吹除系统(D)，所述燃料供应系统(B)还连接有燃料增压系统(C)；
所述燃料供应系统(B)，包括用于向所述发动机(15)提供燃料的燃料贮箱(1)，所述燃料贮箱(1)的输出管路上设置有用于调节推进剂流量及其混合比的燃料流量调节系统，所述燃料流量调节系统包括柱塞泵(2)，所述柱塞泵(2)连接有用于控制其动作的电机驱动装置。
2.如权利要求1所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述燃料贮箱(1)依次通过过滤器(6)和电磁阀(7)连通至所述柱塞泵(2)。
3.如权利要求1或2所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述柱塞泵(2)的输出管路上依次设置有流量计(8)和电磁阀(7)。
4.如权利要求1或2所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述燃料增压系统(C)，包括气体贮箱(3)，所述气体贮箱(3)用于为所述燃料贮箱(1)增加压力以将燃料推送至所述发动机(15)，所述气体贮箱(3)还连接有气体流量调节系统。
5.如权利要求4所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述气体流量调节系统，包括设置在气体贮箱(3)入口的充排气阀(11)，还包括依次设置在气体贮箱(3)输出管路上的过滤器(6)、电磁阀(7)和减压器(9)。
6.如权利要求4所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述气体贮箱(3)中贮藏的是氮气或氦气。
7.如权利要求1或2所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述的氧化剂供应系统(A)，包括用于向所述发动机(15)提供氧化剂的氧气贮箱(4)，所述氧气贮箱(4)通过氧气孔板(5)连通至所述发动机(15)，所述氧气贮箱(4)的输出管路上还设置有氧气流量控制系统。
8.如权利要求7所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述氧气流量控制系统，包括设置在所述氧气贮箱(4)入口的充排气阀(11)，还包括依次设置在氧气贮箱(4)和所述氧气孔板(5)之间的过滤器(6)、电磁阀(7)、减压器(9)和放气阀(10)。
9.如权利要求7所述的RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于，所述氧气孔板(5)通向所述发动机(15)的输出管路上依次设置有流量计(8)和电磁阀(7)。
CN201610224975.1A 2016-04-12 2016-04-12 Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统 Pending CN105909424A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610224975.1A CN105909424A (zh) 2016-04-12 2016-04-12 Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610224975.1A CN105909424A (zh) 2016-04-12 2016-04-12 Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN105909424A true CN105909424A (zh) 2016-08-31

Family

ID=56746014

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610224975.1A Pending CN105909424A (zh) 2016-04-12 2016-04-12 Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105909424A (zh)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107587954A (zh) * 2017-09-05 2018-01-16 北京航空航天大学 气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统
CN108375475A (zh) * 2018-01-22 2018-08-07 西安航天动力试验技术研究所 一种发动机注气试验氦气供应配气系统
CN109630320A (zh) * 2018-10-22 2019-04-16 陕西蓝箭航天技术有限公司 用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件
CN109736971A (zh) * 2018-12-13 2019-05-10 西安航天动力研究所 一种电动泵压式液体火箭发动机
CN109883721A (zh) * 2019-01-14 2019-06-14 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种变工况燃气发生器低温试验系统及测试方法
CN109915280A (zh) * 2019-03-14 2019-06-21 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种电动变推力火箭发动机及具有其的火箭
CN112628016A (zh) * 2020-12-16 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种rbcc发动机供应系统
CN113586286A (zh) * 2021-07-08 2021-11-02 北京星途探索科技有限公司 一种液氧甲烷推进剂供应系统
CN113864645A (zh) * 2021-08-25 2021-12-31 上海空间推进研究所 轨控发动机地面试验用吹除系统
CN114508447A (zh) * 2022-02-17 2022-05-17 北京航空航天大学 一种电动泵压式固液火箭发动机试验输送系统和方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075393A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 北京精密机电控制设备研究所 一种新型多余度机电静压伺服机构
CN103696883A (zh) * 2013-12-18 2014-04-02 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种基于过氧化氢的rbcc发动机泵压/挤压一体化燃油系统
CN103711610A (zh) * 2013-12-18 2014-04-09 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种基于液氧的rbcc燃气发生器一体化供应与调节系统
CN104329187A (zh) * 2014-09-05 2015-02-04 西北工业大学 一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统
CN105443451A (zh) * 2015-12-07 2016-03-30 北京精密机电控制设备研究所 一种千瓦级摇摆输出三冗余电液数字伺服系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075393A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 北京精密机电控制设备研究所 一种新型多余度机电静压伺服机构
CN103696883A (zh) * 2013-12-18 2014-04-02 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种基于过氧化氢的rbcc发动机泵压/挤压一体化燃油系统
CN103711610A (zh) * 2013-12-18 2014-04-09 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种基于液氧的rbcc燃气发生器一体化供应与调节系统
CN104329187A (zh) * 2014-09-05 2015-02-04 西北工业大学 一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统
CN105443451A (zh) * 2015-12-07 2016-03-30 北京精密机电控制设备研究所 一种千瓦级摇摆输出三冗余电液数字伺服系统

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107587954A (zh) * 2017-09-05 2018-01-16 北京航空航天大学 气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统
CN108375475A (zh) * 2018-01-22 2018-08-07 西安航天动力试验技术研究所 一种发动机注气试验氦气供应配气系统
CN109630320A (zh) * 2018-10-22 2019-04-16 陕西蓝箭航天技术有限公司 用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件
CN109736971B (zh) * 2018-12-13 2021-05-04 西安航天动力研究所 一种电动泵压式液体火箭发动机
CN109736971A (zh) * 2018-12-13 2019-05-10 西安航天动力研究所 一种电动泵压式液体火箭发动机
CN109883721A (zh) * 2019-01-14 2019-06-14 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种变工况燃气发生器低温试验系统及测试方法
CN109915280A (zh) * 2019-03-14 2019-06-21 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种电动变推力火箭发动机及具有其的火箭
CN112628016A (zh) * 2020-12-16 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种rbcc发动机供应系统
CN112628016B (zh) * 2020-12-16 2022-03-04 西安航天动力研究所 一种rbcc发动机供应系统
CN113586286A (zh) * 2021-07-08 2021-11-02 北京星途探索科技有限公司 一种液氧甲烷推进剂供应系统
CN113864645A (zh) * 2021-08-25 2021-12-31 上海空间推进研究所 轨控发动机地面试验用吹除系统
CN113864645B (zh) * 2021-08-25 2023-10-13 上海空间推进研究所 轨控发动机地面试验用吹除系统
CN114508447A (zh) * 2022-02-17 2022-05-17 北京航空航天大学 一种电动泵压式固液火箭发动机试验输送系统和方法
CN114508447B (zh) * 2022-02-17 2024-03-22 北京航空航天大学 一种电动泵压式固液火箭发动机试验输送系统和方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105909424A (zh) Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统
CN109736953B (zh) 气体驱动预压涡轮的多次起动液氧煤油发动机及起动方法
CN109630317A (zh) 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN208089263U (zh) 一种集远程控制新型超大功率固井设备
CN109281774B (zh) 电动泵压式液氧甲烷空间推进系统
US8276360B2 (en) Dual-pump fuel system and method for starting a gas turbine engine
CN106321284B (zh) 一种火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统
US2570591A (en) Fuel control system for turbo power plants
CN111720238B (zh) 基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机
US6675570B2 (en) Low-cost general aviation fuel control system
US11174797B2 (en) Oil system for a gas turbine engine having an accumulator for energy storage
US2552231A (en) Liquid fuel supply system for thermal power plants
CN111720239B (zh) 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
CN109372655A (zh) 高空低入口压力起动的气液并联驱动预增压系统及方法
US20140007555A1 (en) Turbine generator assembly for thrust vector control
CN110107401A (zh) 基于空水流道紧凑布局的跨介质飞航器动力装置
CN112628018B (zh) 大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法
US4411137A (en) Priming device for burner manifolds of gas turbine engine
CN207670673U (zh) 一种航空器混合动力装置
CN112555056B (zh) 补燃循环液体发动机核心系统热试验装置及参数协调方法
GB2086482A (en) Priming device for burner manifolds of gas turbine engines
CN108100266A (zh) 一种长航时航空器的混合动力装置及其控制方法
CN204649423U (zh) 试车台发动机供油系统
CN110748437B (zh) 一种推进剂输送系统
RU2339832C2 (ru) Система подачи топлива

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20160831

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication