CN110219751A - 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统及起动方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；推进剂管路连接至压力容器的推进剂加注口；增压气体管路连接至压力容器的增压入口；压力容器的出口连接三条支管路，分别为：经推力室点火器连接推力室、经发生器点火器连接燃气发生器、经涡轮泵起动器连接涡轮泵。本发明还公开了上述多次起动系统的起动方法。本发明的多次点火起动系统的控制简单、可靠、系统整体质量小、维护方便，可以实现液体火箭发动机多次起动需要推力室和发生器多次点火，涡轮泵多次起旋。满足火箭减速和着陆控制，实现火箭回收再利用。
Description
技术领域
本发明属于液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统及起动方法。
背景技术
液体火箭发动机是液体运载火箭及航天器的主要动力装置，具有性能高、推力大、适应性强、技术成熟等优势。
现今液体火箭发动机多采用了液氢/液氧、液氧/甲烷、液氧/煤油这类无毒推进剂，但这类推进剂组合属于非自燃推进剂，在发动机起动过程中需要利用点火装置将进入燃烧室和燃气发生器的推进剂点燃。成熟型号中广泛采用的推力室和发生器点火装置包括火药点火器、火炬点火器、自燃点火剂等，主要特点分别如下：
采用火药点火器实现一次点火功能，通过并联多个火药点火器的方式可以实现多次起动。这种方式的缺点是火药点火器为一次性产品，无法多次重复使用，且生产成本较高，另外增加点火器数量后占用总装空间较大，对总装空间要求高，从而限制了多次起动的次数。
火炬点火器由点火室、喷嘴和火花塞构成。火花塞点燃进入点火室的少量推进剂，生成高温燃气流(火炬)进入主燃烧室，点燃主流推进剂。火炬式点火器通常设置于喷注器中央，可以采用气体或液体介质。火炬点火器容易实现多次点火，但点火室的介质供应系统相对复杂，需增设火炬式点火器的供应管路、控制管路、火花塞电气系统。
自燃点火剂采用三乙基铝和三乙基硼的混合物，可在液氧与气氧介质中可靠点火。该点火剂常用于液氧/煤油发动机，采用膜片密封的形式预置于煤油管路中，煤油充填过程中液体压力冲破膜片并推挤点火剂，进入燃烧室遇氧点火。点火剂的冰点约-52℃，用于液氢/液氧、液氧/甲烷发动机时不能采用在燃料管路中预存的办法，可以单独配一套挤压供应装置与管路，直接挤入燃烧室中。一方面，由于三乙基铝具有强烈的刺激和腐蚀作用，主要损害人体呼吸道和眼结膜，高浓度吸入可导致肺水肿；另一方面，三乙基硼在空气中可以自燃，具有高毒和强腐蚀性。因此自燃点火剂的安全管理要求较高，使用维护麻烦。
但以上液体火箭发动机采用的点火方案都只适用于一次点火起动。
为降低火箭发射成本，要求液体火箭具备可回收能力。可回收火箭技术要求用于液体火箭的液体火箭发动机具备3-4次重复起动能力，以便满足火箭减速和着陆控制的要求。多次起动发动机的起动环境条件为高真空和微重力(失重)，所以必须保证高真空下点火可靠，并需在惯性滑行期间对贮箱内的推进剂进行管理。
多次起动液体火箭发动机通常采用强迫起动的方式，能够满足多次点火起动条件，即通过外部能源使涡轮泵起旋。强迫起动方式的液体火箭发动机，涡轮泵起动到一定工况后再给发生器点火，从而加快起动速度，同时保证起动一致性。按照外部能源分类，强迫方式的起动器包括固体起动器、气体起动器、液体起动器，主要特性如下：
固体起动器采用火药药柱产生高温燃气驱动涡轮，并联或串联多个药柱便能实现多次起动，但起动次数依赖于药柱的数量，受到空间布局的限制。
气体起动器使用高压气体驱动涡轮。起动次数取决于气瓶容积或个数，配置大流量减压器可更充分地利用气瓶介质。推力室采用低温冷却剂的发动机可以将冷却套出口的气体充灌气瓶用于下次起动。对于推力量级较大的火箭发动机，需要的气瓶容积较大。
液体起动器相当于一套独立的挤压式燃气发生器，需要配备专门的挤压系统，结构较为复杂，但很容易实现多次起动。液体起动器可以选用单组元推进剂，简化挤压系统。通过选取合适的温度与流量，这套系统也可作为点火器使用。
发明内容
本发明的目的正是为了解决泵压式液体火箭发动机推力室和发生器多次点火，以及涡轮泵多次起旋的技术问题，提出了实现可回收液体火箭发动机多次起动的方案和多次起动方法。
本发明具体通过以下技术方案实现：
一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；
推进剂管路连接至压力容器的推进剂加注口；
增压气体管路连接至压力容器的增压入口；
压力容器的出口连接三条支管路，分别为：经推力室点火器连接推力室、经发生器点火器连接燃气发生器、经涡轮泵起动器连接涡轮泵。
进一步地，所述可回收液体火箭发动机的多次起动系统还包括截止阀组和单向阀组；截止阀组和单向阀组设置在压力容器的出口处的三条支管路上，且截止阀组设置在单向阀组之前、单向阀组设置在推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器之前；
单向阀组分别连接推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器。
进一步地，所述截止阀组包括总截止阀、截止阀一、截止阀二和截止阀三，截止阀一、截止阀二和截止阀三分别设置在压力容器的出口所连接的三条支管路上；
在所述三条支管路分支之前至压力容器的出口的管路上设置一个总截止阀。
进一步地，所述单向阀组包括单向阀一、单向阀二和单向阀三；其中，单向阀一分别连接截止阀一和推力室点火器，单向阀二分别连接截止阀二和发生器点火器，单向阀三分别连接截止阀三和涡轮泵起动器。
本发明还提供了一种可回收液体火箭发动机的多次起动方法，具体步骤如下：
步骤a、加注推进剂：
推进剂注入压力容器；
步骤b、压力容器增压：
增压气体进入压力容器；
步骤c、第一次点火：
c1、推进剂从压力容器进入推力室点火器分解产生高温气体，进而使推力室点火；
c2、推进剂从压力容器进入涡轮泵起动器分解产生高温气体，涡轮泵起动旋转；
c3、推进剂进入从压力容器燃气发生器点火器分解产生高温气体，进而使燃气发生器点火；
d、多次点火：
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
本发明还提供了另一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器组、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；
所述压力容器组包括压力容器一、压力容器二和压力容器三；推进剂管路经三条支管分别连接至压力容器一、压力容器二、压力容器三的推进剂加注口；增压气体管路经三条支管分别连接至压力容器一、压力容器二、压力容器三的增压入口；
所述压力容器一经推力室点火器连接至推力室；
所述压力容器二经发生器点火器连接至燃气发生器；
所述压力容器三经涡轮泵起动器连接至涡轮泵。
所述推进剂管路上在三条支管分支之前设置控制电磁阀一；所述增压气体管路在三条支管分支之前设置控制电磁阀二。
所述截止阀组包括截止阀一、截止阀二和截止阀三；
所述压力容器一经截止阀一连接至推力室点火器；
所述压力容器二经截止阀二连接至发生器点火器；
所述压力容器三经截止阀三连接至涡轮泵起动器。
所述单向阀组包括单向阀一、单向阀二和单向阀三；其中，单向阀一分别连接截止阀一和推力室点火器，单向阀二分别连接截止阀二和发生器点火器，单向阀三分别连接截止阀三和涡轮泵起动器。
基于上述另一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统的起动方法：
步骤a、加注推进剂：
推进剂分别注入压力容器一、压力容器二、压力容器三；
骤b、压力容器组增压：
增压气体分别进入压力容器一、压力容器二、压力容器三；
步骤c、第一次点火：
c1、推进剂从压力容器一进入推力室点火器分解产生高温气体，进而使推力室点火；
c2、推进剂从压力容器三进入涡轮泵起动器分解产生高温气体，涡轮泵起动旋转；
c3、推进剂进入从压力容器二燃气发生器点火器分解产生高温气体，进而使燃气发生器点火；
d、多次点火：
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
进一步地，所述推进剂管路靠近推进剂入口处设置有控制电磁阀一；所述增压气体管路靠近增压气体入口处设置有控制电磁阀二。
作为进一步的优选手段，在控制电磁阀一与压力容器之间的管路上设置一个安全阀。
本发明的多次点火起动系统的控制简单、可靠、系统整体质量小、维护方便，可以实现液体火箭发动机多次起动需要推力室和发生器多次点火，涡轮泵多次起旋。满足火箭减速和着陆控制，实现火箭回收再利用。
附图说明
图1是本发明的液体火箭发动机多次起动系统实施例一的系统结构示意框图；
图2是本发明的液体火箭发动机多次起动系统实施例二的系统结构示意框图。
图中：
1、推进剂管路；2、增压气体管路；
B、压力容器；B1、压力容器一；B2、压力容器二；B3、压力容器三；
VC1、控制电磁阀一；VC2、控制电磁阀二；
VP、安全阀；
VF、总截止阀；
VF1、截止阀一；VF2、截止阀二；VF3、截止阀三；
VS1、单向阀一；VS2、单向阀二；VS3、单向阀三；
PG、推力室点火器；SG、发生器点火器；TG、涡轮泵起动器；
P、推力室；G、燃气发生器；TP、涡轮泵。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述：
火箭发动机关机后，火箭一二级分离，其中对一级火箭进行返回回收，返回和着陆过程需要发动机多次点火起动实现火箭减速和着陆控制。
液体火箭发动机多次起动需要实现推力室和发生器多次点火、涡轮泵多次起旋。要求点火系统控制简单、使用安全可靠、系统整体质量小、维护方便。
如附图1所示的实施例一，一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，也可以称为可贮存推进剂泵压式液体火箭发动机多次起动系统，主要包括推进剂管路1、增压气体管路2、压力容器B、截止阀组、单向阀组、推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG、推力室P、燃气发生器G和涡轮泵TP。
推进剂管路1连接至压力容器B的推进剂加注口；增压气体管路2连接至压力容器B的增压入口。压力容器B的出口连接三条支管路，其中一条支管路经推力室点火器PG连接推力室P、一条支管路经发生器点火器SG连接燃气发生器G、一条支管路经涡轮泵起动器TG连接涡轮泵TP。
本发明的可回收液体火箭发动机的多次起动系统，还包括截止阀组、单向阀组。截止阀组和单向阀组设置在压力容器的出口处的三条支管路上，且截止阀组设置在单向阀组之前、单向阀组设置在推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG之前。
即，压力容器B的出口经三条支管路连接截止阀组和单向阀组；单向阀组分别连接推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG；推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG分别连接推力室P、燃气发生器G和涡轮泵TP。
其中，推进剂管路1经控制电磁阀一VC1连接至压力容器B的推进剂加注口；增压气体管路2经控制电磁阀二VC2连接至压力容器B的增压入口。参见附图1或2，控制电磁阀一VC1设置在推进剂管路1上推进剂的入口处，控制电磁阀二VC2设置在增压气体管路2上增压气体的入口处。
控制电磁阀一VC1、控制电磁阀二VC2采用自锁电磁阀(可替换为气动阀或手动阀)，控制推进剂的加注和泄出。优选地，在控制电磁阀一VC1与压力容器B之间的管路上设置一个安全阀VP，以提高压力容器的安全性。安全阀VP优选为常开型阀门。
所述截止阀组包括总截止阀VF、截止阀一VF1、截止阀二VF2和截止阀三VF3，截止阀一VF1、截止阀二VF2和截止阀三VF3分别设置在压力容器B的出口所连接的三条支管路上。在所述三条支管路分支之前至压力容器B的出口的管路上设置一个总截止阀VF。
所述单向阀组包括单向阀一VS1、单向阀二VS2和单向阀三VS3。其中，单向阀一VS1分别连接截止阀一VF1和推力室点火器PG，单向阀二VS2分别连接截止阀二VF2和发生器点火器SG，单向阀三VS3分别连接截止阀三VF3和涡轮泵起动器TG。单向阀用以防止推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG中的高温气体回流。
本发明实施例一的起动方法描述如下：
步骤a、加注推进剂。
关闭总截止阀VF，打开控制电磁阀一VC1。推进剂经控制电磁阀一VC1注入压力容器B，要求质量的推进剂加注完毕后关闭控制电磁阀一VC1。
步骤b、压力容器增压。
打开控制电磁阀二VC2，增压气体经控制电磁阀二VC2进入压力容器B，压力容器B增压至要求压力后关闭控制电磁阀二VC2。
步骤c、第一次点火。
开总截止阀VF；
开截止阀一VF1，推进剂从压力容器B进入推力室点火器PG分解产生高温气体，进而使推力室P点火，点火时间约1～2秒，推力室完成点火后关闭截止阀一VF1；
开截止阀三VF3，推进剂从压力容器B进入涡轮泵起动器TG分解产生高温气体，涡轮泵TP起动旋转，起动时间约1～2秒，涡轮泵完成起动后关闭截止阀三VF3；
开启截止阀二VF2，推进剂进入从压力容器B燃气发生器点火器SG分解产生高温气体，进而使燃气发生器G点火，点火时间约1秒，燃气发生器G完成点火后关闭截止阀二VF2。
火箭发动机完成第一次点火起动。
d、多次点火。
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
附图2示出了本发明的具体实施例二，本发明的一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，主要包括推进剂管路1、增压气体管路2、压力容器组、截止阀组、单向阀组、推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG、推力室P、燃气发生器G和涡轮泵TP。
所述压力容器组包括压力容器一B1、压力容器二B2和压力容器三B3。推进剂管路1经三条支管分别连接至压力容器一B1、压力容器二B2、压力容器三B3的推进剂加注口；增压气体管路2经三条支管分别连接至压力容器一B1、压力容器二B2、压力容器三B3的增压入口。
所述推进剂管路1上在三条支管分支之前设置控制电磁阀一VC1，并且优选地，在三条支管分支之前且在控制电磁阀一VC1之后设置安全阀VP。
所述增压气体管路2在三条支管分支之前设置控制电磁阀二VC2。
所述截止阀组包括截止阀一VF1、截止阀二VF2和截止阀三VF3。所述单向阀组包括单向阀一VS1、单向阀二VS2和单向阀三VS3。
所述压力容器一B1依次经截止阀一VF1和单向阀一VS1连接至推力室点火器PG。
所述压力容器二B2依次经截止阀二VF2和单向阀二VS2连接至发生器点火器SG。
所述压力容器三B3依次经截止阀三VF3和单向阀三VS3连接至涡轮泵起动器TG。
推力室点火器PG、发生器点火器SG、涡轮泵起动器TG分别连接推力室P、燃气发生器G和涡轮泵TP。
本发明实施例二的起动方法描述如下：
步骤a、加注推进剂。
打开控制电磁阀一VC1。推进剂经控制电磁阀一VC1分别注入压力容器一B1、压力容器二B2、压力容器三B3，要求质量的推进剂加注完毕后关闭控制电磁阀一VC1。
步骤b、压力容器组增压。打开控制电磁阀二VC2，增压气体经控制电磁阀二VC2进入压力容器一B1、压力容器二B2、压力容器三B3，各压力容器增压至要求压力后关闭控制电磁阀二VC2。
步骤c、第一次点火。
开截止阀一VF1，推进剂从压力容器一B1进入推力室点火器PG分解产生高温气体，进而使推力室P点火，点火时间约1～2秒，推力室完成点火后关闭截止阀一VF1；
开截止阀三VF3，推进剂从压力容器三B3进入涡轮泵起动器TG分解产生高温气体，涡轮泵TP起动旋转，起动时间约1～2秒，涡轮泵完成起动后关闭截止阀三VF3；
开启截止阀二VF2，推进剂进入从压力容器二B2燃气发生器点火器SG分解产生高温气体，进而使燃气发生器G点火，点火时间约1秒，燃气发生器G完成点火后关闭截止阀二VF2。
火箭发动机完成第一次点火起动。
d、多次点火。
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
本发明中的电磁阀和截止阀用以实现系统的简洁可靠控制，安全阀与单向阀用以提高系统安全性。其中，电磁阀、截止阀可替换为气动或电动阀门，安全阀可取消或替换为背压阀，单向阀可替换为节流器或阻火器。
本发明分别设计推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器满足液体火箭发动机点火和起旋的温度和流量要求。本发明中的推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器统称为高温气体发生装置。高温气体发生装置以催化床或电加热手段使得推进剂分解产生高温气体。
本发明中采用落压挤压系统来为高温气体发生装置提供推进剂，压力容器(如贮罐、贮囊、贮箱等)优选采用膜片式结构，气垫初始容积40％～50％，依据液体火箭发动机所需多次点火和起旋的能量、以及推进剂种类选取合适的推进剂质量，并确定压力容器的压力。
其中，优选使用单组元推进剂如过氧化氢、肼等可催化或热分解产生高温气体的推进剂。增压气体采用氮气或其他惰性气体。
推进剂进入高温气体发生装置催化或热分解产生高温气体，用作涡轮起旋驱动介质和燃烧室点火介质，高温气体发生装置依据推进剂的不同选取催化床材料，使推进剂分解产生高温气体。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
本发明不限于以上对实施例的描述，本领域技术人员根据本发明揭示的内容，在本发明基础上不必经过创造性劳动所进行的改进和修改，都应该在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，其特征在于：
包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；
推进剂管路连接至压力容器的推进剂加注口；
增压气体管路连接至压力容器的增压入口；
压力容器的出口连接三条支管路，分别为：经推力室点火器连接推力室、经发生器点火器连接燃气发生器、经涡轮泵起动器连接涡轮泵。
2.根据权利要求1所述的多次起动系统，其特征在于：
还包括截止阀组和单向阀组；
所述截止阀组和单向阀组设置在压力容器的出口处的三条支管路上；且截止阀组设置在单向阀组之前，单向阀组设置在推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器之前；
所述单向阀组分别连接推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器。
3.根据权利要求2所述的多次起动系统，其特征在于：
所述截止阀组包括总截止阀、截止阀一、截止阀二和截止阀三；
所述截止阀一、截止阀二和截止阀三分别设置在压力容器的出口所连接的三条支管路上；
在所述三条支管路分支之前至压力容器的出口的管路上设置所述总截止阀。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的多次起动系统，其特征在于：
所述推进剂管路靠近推进剂入口处设置有控制电磁阀一；
所述增压气体管路靠近增压气体入口处设置有控制电磁阀二。
5.基于权利要求1至4中任一项所述的多次起动系统的起动方法，其特征在于：
所述起动方法的具体步骤如下：
步骤a、加注推进剂：
推进剂注入压力容器；
步骤b、压力容器增压：
增压气体进入压力容器；
步骤c、第一次点火：
c1、推进剂从压力容器进入推力室点火器分解产生高温气体，进而使推力室点火；
c2、推进剂从压力容器进入涡轮泵起动器分解产生高温气体，涡轮泵起动旋转；
c3、推进剂进入从压力容器燃气发生器点火器分解产生高温气体，进而使燃气发生器点火；
d、多次点火：
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
6.一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统，其特征在于：
包括推进剂管路、增压气体管路、压力容器组、推力室点火器、发生器点火器、涡轮泵起动器、推力室、燃气发生器和涡轮泵；
所述压力容器组包括压力容器一、压力容器二和压力容器三；推进剂管路经三条支管分别连接至压力容器一、压力容器二、压力容器三的推进剂加注口；增压气体管路经三条支管分别连接至压力容器一、压力容器二、压力容器三的增压入口；
所述压力容器一经推力室点火器连接至推力室；
所述压力容器二经发生器点火器连接至燃气发生器；
所述压力容器三经涡轮泵起动器连接至涡轮泵。
7.根据权利要求6所述的多次起动系统，其特征在于：
所述截止阀组包括截止阀一、截止阀二和截止阀三；
所述压力容器一经截止阀一连接至推力室点火器；
所述压力容器二经截止阀二连接至发生器点火器；
所述压力容器三经截止阀三连接至涡轮泵起动器。
8.根据权利要求6或7所述的多次起动系统，其特征在于：
所述推进剂管路靠近推进剂入口处设置有控制电磁阀一；
所述增压气体管路靠近增压气体入口处设置有控制电磁阀二。
9.基于权利要求6至8中任一项所述的一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统的起动方法，其特征在于：
所述起动方法的具体步骤如下：
步骤a、加注推进剂：
推进剂分别注入压力容器一、压力容器二、压力容器三；
骤b、压力容器组增压：
增压气体分别进入压力容器一、压力容器二、压力容器三；
步骤c、第一次点火：
c1、推进剂从压力容器一进入推力室点火器分解产生高温气体，进而使推力室点火；
c2、推进剂从压力容器三进入涡轮泵起动器分解产生高温气体，涡轮泵起动旋转；
c3、推进剂进入从压力容器二燃气发生器点火器分解产生高温气体，进而使燃气发生器点火；
d、多次点火：
在火箭发动机关机状态，重复步骤c，实现火箭发动机多次点火起动。
10.根据权利要求3或7所述的多次起动系统，其特征在于：
所述单向阀组包括单向阀一、单向阀二和单向阀三；
其中，单向阀一分别连接截止阀一和推力室点火器，单向阀二分别连接截止阀二和发生器点火器，单向阀三分别连接截止阀三和涡轮泵起动器。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112360647A (zh) * | 2020-08-31 | 2021-02-12 | 北京航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法 |
| CN112594094A (zh) * | 2020-12-18 | 2021-04-02 | 西安航天动力研究所 | 基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法 |
| CN113530715A (zh) * | 2021-09-16 | 2021-10-22 | 西安空天引擎科技有限公司 | 基于过氧化氢的泵压式发动机起动点火方法及系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020026788A1 (en) * | 2000-07-15 | 2002-03-07 | Thomas Mattstedt | Ignition system for combustion chambers of rocket engines |
| CN105422317A (zh) * | 2015-12-09 | 2016-03-23 | 西安航天动力研究所 | 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法 |
| CN109826723A (zh) * | 2019-01-30 | 2019-05-31 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机用涡轮泵电动启动器及涡轮泵 |
| CN210509427U (zh) * | 2019-06-28 | 2020-05-12 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统 |
-
2019
- 2019-06-28 CN CN201910576885.2A patent/CN110219751B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020026788A1 (en) * | 2000-07-15 | 2002-03-07 | Thomas Mattstedt | Ignition system for combustion chambers of rocket engines |
| CN105422317A (zh) * | 2015-12-09 | 2016-03-23 | 西安航天动力研究所 | 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法 |
| CN109826723A (zh) * | 2019-01-30 | 2019-05-31 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭发动机用涡轮泵电动启动器及涡轮泵 |
| CN210509427U (zh) * | 2019-06-28 | 2020-05-12 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种可回收液体火箭发动机的多次起动系统 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112360647A (zh) * | 2020-08-31 | 2021-02-12 | 北京航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法 |
| CN112594094A (zh) * | 2020-12-18 | 2021-04-02 | 西安航天动力研究所 | 基于预装中间介质的发动机起动点火装置及点火方法 |
| CN113530715A (zh) * | 2021-09-16 | 2021-10-22 | 西安空天引擎科技有限公司 | 基于过氧化氢的泵压式发动机起动点火方法及系统 |
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