CN111043042A - 一种液体火箭电动泵装置 - Google Patents

一种液体火箭电动泵装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111043042A
CN111043042A CN201911298008.XA CN201911298008A CN111043042A CN 111043042 A CN111043042 A CN 111043042A CN 201911298008 A CN201911298008 A CN 201911298008A CN 111043042 A CN111043042 A CN 111043042A
Authority
CN
China
Prior art keywords
pump
propellant
motor
electric pump
electric
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
CN201911298008.XA
Other languages
English (en)
Inventor
不公告发明人
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.)
Beijing Deep Blue Space Technology Co ltd
Original Assignee
Beijing Deep Blue Space Technology Co ltd
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 Beijing Deep Blue Space Technology Co ltd filed Critical Beijing Deep Blue Space Technology Co ltd
Priority to CN201911298008.XA priority Critical patent/CN111043042A/zh
Publication of CN111043042A publication Critical patent/CN111043042A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D13/00—Pumping installations or systems
    • F04D13/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D13/06—Units comprising pumps and their driving means the pump being electrically driven
    • 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
    • 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
    • F02K9/563—Control of propellant feed pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D13/00—Pumping installations or systems
    • F04D13/02—Units comprising pumps and their driving means
    • F04D13/06—Units comprising pumps and their driving means the pump being electrically driven
    • F04D13/068—Battery powered
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D13/00—Pumping installations or systems
    • F04D13/12—Combinations of two or more pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D15/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本公开提供了一种液体火箭电动泵装置，包括：第一电动泵和第二电动泵；第一电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第一推进剂增压送入燃烧室燃烧；以及第二电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第二推进剂增压送入燃烧室燃烧。本公开还提供了一种液体火箭电动泵装置闭环控制系统。本公开使得液体火箭发动机主副系统解耦，提升了安全性，并为变推力控制提供了保障。

Description

一种液体火箭电动泵装置
技术领域
本公开涉及液体运载火箭技术领域，尤其涉及一种液体火箭电动泵装置。
背景技术
泵装置是液体火箭发动机推进剂供应系统的关键组件，高速旋转的泵装置可将推进剂增压，增压后的推进剂进入燃烧室燃烧，产生火箭飞行需要的推力。
目前，国内在役液体火箭发动机均采用燃气涡轮泵装置用于推进剂供应系统。燃气涡轮泵装置主要由诱导轮、离心轮、涡轮、动密封、轴承、轴系支承系统和泵组成，高温燃气通过管路进入涡轮泵装置，驱动涡轮转动，涡轮带动泵高速旋转，将推进剂增压后送入燃气发生器和燃烧室燃烧。尽管不同液体火箭发动机所采用的动力方案有所不同，但泵装置均为燃气驱动涡轮带动泵旋转的方式。目前，国内尚无电动泵装置在液体火箭上应用的实质性研究和工程实现。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，我公司某型可回收液体运载火箭采用电动泵装置设计方案，使用高功率密度电能代替燃气驱动泵旋转，将推进剂增压送入燃烧室燃烧。
根据本公开的一个方面，一种液体火箭电动泵装置，包括：第一电动泵和第二电动泵；
所述第一电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第一推进剂增压送入燃烧室燃烧；以及
所述第二电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第二推进剂增压送入燃烧室燃烧。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一推进剂为氧化剂；以及所述第二推进剂为燃料。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一电动泵包括第一电池、第一电机和第一泵，所述第一电池与第一电机连接向第一电机提供电能，所述第一电机与第一泵传动连接。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第二电动泵包括第二电池、第二电机和第二泵，所述第二电池与第二电机连接向第二电机提供电能，所述第二电机与第二泵传动连接；
根据本公开的至少一个实施方式，还包括推力计算控制模块,所述第一电机和第二电机通过推力计算控制模块实现转速闭环控制。
根据本公开的至少一个实施方式，所述推力计算控制模块根据当前推力与预定推力的差值调节所述第一电机和第二电机的转速，控制进入燃烧室的所述第一推进剂和第二推进剂流量，从而调节火箭的推力。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一泵具有第一推进剂入口和第一推进剂出口，所述第一推进剂从第一推进剂入口进入通过所述第一泵转动增压后从所述第一推进剂出口进入燃烧室；以及
所述第二泵具有第二推进剂入口和第二推进剂出口，所述第二推进剂从第二推进剂入口进入通过所述第二泵转动增压后从所述第二推进剂出口进入燃烧室。
根据本公开的至少一个实施方式，所述第一电池和第二电池均为高能量密度电池。
根据本公开的另一方面，提供了一种液体火箭电动泵装置闭环控制系统，应用于上述液体火箭电动泵装置，所述第一电机和第二电机通电进入转速闭环控制状态，按照所述推力计算控制模块的输出信号的转速进行转动。
根据本公开的又一方面，提供了一种液体火箭发动机，包括上述的液体火箭电动泵装置。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是根据本公开的实施方式的电动泵装置组成的示意图。
图2是根据本公开的实施方式的电动泵装置工作流程示意图。
附图标记：1-第一电动泵；11-第一电池；12-第一电机；13-第一泵；131-第一推进剂入口；132-第一推进剂出口；2-第二电动泵；21-第二电池；22-第二电机；23-第二泵；231-第二推进剂入口；232-第二推进剂出口；3-燃烧室。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
采用电动泵装置的发动机能够通过控制电机转速实现火箭推力的宽范围、高精度、高动态调节，非常适合火箭的回收控制。此外，这种设计方案能够实现发动机主副系统解耦，简化泵装置设计，在安全性、可靠性上有较大提升。
本公开提供了一种液体火箭电动泵装置，包括：第一电动泵和第二电动泵；第一电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第一推进剂增压送入燃烧室燃烧；以及第二电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第二推进剂增压送入燃烧室燃烧。第一推进剂可以为氧化剂，第二推进剂可以为火箭用燃料。采用高功率密度电能(例如高功率密度电池)作为驱动泵旋转的动力源，可通过电动泵装置的无级调速，实现液体火箭推力的快速连续调节，解决传统液体火箭推力不能连续调节、响应时间长的问题，电能动力代替传统燃气动力用于液体火箭推进剂供应系统，改善泵装置的工况，简化了泵装置的设计，提高了火箭的安全性和可靠性，同时采用电能取代燃气动力，实现发动机主副系统的解耦，对于泵装置设计更加简化，解决了传统火箭推进剂供应系统设计复杂、有效工作寿命短的问题。第一电动泵使用高功率密度电能作为动力源，将氧化剂在电动泵中增压后通过管路压送入燃烧室。第二电动泵使用高功率密度电能作为动力源，将燃料在第二电动泵中增压后通过管路压送入燃烧室。增压后的氧化剂和燃料在火箭燃烧室中充分混合燃烧为火箭提供推力。
可选地，第一电动泵包括第一电池、第一电机和第一泵，第一电池与第一电机连接向第一电机提供电能，第一电机与第一泵传动连接；以及第二电动泵包括第二电池、第二电机和第二泵，第二电池与第二电机连接向第二电机提供电能，第二电机与第二泵传动连接。第一/二电池为高功率密度电池，可以为一组电池也可以为单个高功率密度电池，第一电池与第一电机电连接(例如通过电导线)为第一电机提供电能驱动第一电机旋转，第一电机与第一泵传动连接，例如第一电机输出轴通过花键与第一泵的输入轴连接，从而带动第一泵转动，高速转动的第一泵将第一推进剂(氧化剂)增压后从出口压出到管路中并进入燃烧室。第二电池与第二电机电连接(例如通过电导线)为第二电机提供电能驱动第二电机旋转，第二电机与第二泵传动连接，例如第二电机输出轴通过花键与第二泵的输入轴连接，从而带动第二泵转动，高速转动的第二泵将第二推进剂(燃料)增压后从出口压出到管路中并进入燃烧室。可选地，第一泵和第二泵可以共用同一套电池和电机，也即第一电池与第二电池为同一电池，第一电机与第二电机为同一电机。
可选地，液体火箭电动泵装置还包括推力计算控制模块,第一电机和第二电机通过推力计算控制模块实现转速闭环控制。推力计算控制模块根据当前推力与预定推力的差值调节第一电机和第二电机的转速，控制进入燃烧室的第一推进剂和第二推进剂流量，从而调节火箭的推力。两个电机按照推力计算控制模块发出的信号指令转速进行旋转，可实现大范围、高精度、快响应的转速调节能力，有利于火箭变推力控制和回收控制。
可选地，第一泵具有第一推进剂入口和第一推进剂出口，第一推进剂从第一推进剂入口进入通过第一泵转动增压后从第一推进剂出口进入燃烧室；以及第二泵具有第二推进剂入口和第二推进剂出口，第二推进剂从第二推进剂入口进入通过第二泵转动增压后从所述第二推进剂出口进入燃烧室。电动泵中的两个泵均具有推进剂的入口和出口，氧化剂和燃料分别从两个泵的入口进入泵内腔，电机接收推力计算控制模块输入的转速指令，并按照设定转速高精度、高速转动泵将推进剂增压送入燃烧室，氧化剂和燃料混合后在燃烧室燃烧产生火箭所需的推力。
可选地，第一电池和第二电池均为高能量密度电池，还可选地，第一电池和第二电池均为高功率密度电池。
根据本公开的另一方面，提供了一种液体火箭电动泵装置闭环控制系统，应用于上述的液体火箭电动泵装置，所述一电机和第二电机通电进入转速闭环控制状态，按照推力计算控制模块的输出信号的转速进行转动。第一电池和第二电池分别向第一电机和第二电机输出供电，两个电机电接通之后，启动转速闭环控制，进入接收转速指令开始高精度闭环控制状态，从而调节火箭推力，直至飞行结束。
据本公开的又一方面，提供了一种包含上述液体火箭电动泵装置的液体火箭发动机。
本公开提供的液体火箭电动泵装置及其控制系统用电能替代高温燃气动能，使得发动机主副系统解耦，取消高温燃气管路和控制，简化了火箭推进剂供应系统设计，提升了安全性和可靠性。
电动泵装置具备无级调速能力，为火箭发动机大范围、高精度、快响应的变推力控制提供保障。
电动泵装置内部没有高温燃气及杂质，改善了泵装置的工况，对泵装置的材料、性能要求降低，可以降低设计难度和生产成本。
电动泵装置接收转速指令实现启动，取代传统涡轮使用火工品点火启动的方式，提高多次启动的可靠性。
电动泵装置技术扩展性强，“电气+机械”的副系统取代燃气副系统，控制优势突出，随着高能量密度电池技术的进步，其质量效能比具有深度提升潜力，为火箭全局优化提供极大便利；
电动泵装置维护简单，工作寿命长、安全性高，适合火箭回收重复使用。
下面将结合具体实施例对上述液体火箭电动泵装置组成和工作原理详细地说明。
本公开提供的液体火箭电动泵装置，如图1所示的电动泵装置组成示意图，包括了第一电动泵1和第二电动泵2，通过第一电动泵1和第二电动泵2的增压，将液体火箭发动机的推进剂(第一推进剂和第二推进剂)分别压入管路中并进入火箭燃烧室3混合后燃烧，为火箭提供推力。第一电动泵1和第二电动泵2的动力来源均由电能驱动。电能可以由高功率密度电能，例如高功率密度电池作为动力源，电能还可以由高能量密度电池产生，电能动力代替传统燃气动力用于液体火箭推进剂供应系统，改善泵装置的工况，简化了泵装置的设计，提高了火箭的安全性和可靠性。电动泵装置组成简单、易于维护，实现动力与机械解耦。第一推进剂可以为氧化剂，第二推进剂可以为火箭用燃料。推进剂分别通过第一、二电动泵增压后进入管路并最终进入燃烧室3混合后燃烧。
由图1中可以看出，第一电动泵1包括第一电池11、第一电机12和第一泵13组成，第一电池11向第一电机12提供电能，电能驱动第一电机12旋转，第一电池11向第一电机12提供高压直流电，第一电机12将第一电池11的电能转换成主轴旋转的动能，实现电能到动能的转化。第一电机12通过花键与第一泵13连接，带动第一泵13转动，实现动能的传递。高速转动的第一泵13将第一推进剂入口131的第一推进剂增压，从第一推进剂出口132压出到管路进入燃烧室3。第二电动泵2包括第二电池21、第二电机22和第二泵23组成，第二电池21向第二电机22提供电能，电能驱动第二电机22旋转，第二电池21向第二电机22提供高压直流电，第二电机22将第二电池21的电能转换成主轴旋转的动能，实现电能到动能的转化。第二电机22通过花键与第二泵23连接，带动第二泵23转动，实现动能的传递。高速转动的第二泵23将第二推进剂入口231的第二推进剂增压，从第二推进剂出口232压出到管路进入燃烧室3燃烧。第一电动泵1和第二电动泵2共同构成火箭发动机的电动泵装置，将第一推进剂和第二推进剂增压送入燃烧室3燃烧，通过无级调节电机的转速，可以控制进入燃烧室3的推进剂流量，从而可以连续调节发动机的推力。
由图2所示的电动泵装置工作流程示意图，电动泵装置还包括推力计算控制模块,第一电机12(氧泵电机)和第二电机22(燃泵电机)通过推力计算控制模块实现转速闭环控制。推力计算控制模块根据当前推力与预定推力的差值调节第一电机12(氧泵电机)和第二电机22(燃泵电机)的转速，控制进入燃烧室3的第一推进剂(氧化剂)和第二推进剂(燃料)流量，从而调节火箭的推力。两个电机按照推力计算控制模块发出的信号指令转速进行旋转，可实现大范围、高精度、快响应的转速调节能力，有利于火箭变推力控制和回收控制。具体地，氧泵电池(第一电池11)和燃泵电池(第二电池21)向电机(第一电机12/第二电机22)输出供电，为电机提供强劲动力来源；氧泵电机(第一电机12)和燃泵电机(第二电机22)动力电接通之后，启动转速闭环控制，进入接收转速指令开始高精度闭环控制状态。氧化剂入口(第一推进剂入口131)阀门和燃料入口(第二推进剂入口231)阀门打开，氧化剂(第一推进剂)和燃料(第二推进剂)进入泵(第一泵13/第二泵23)内腔，等待增压；电机(第一电机12/第二电机22)接收推力计算控制模块输出的转速指令，并快速按照设定转速高精度旋转；高速旋转的氧泵电机和燃泵电机将氧化剂和燃料增压送入燃烧室3，氧化剂和燃料混合后在燃烧室3燃烧产生推力；推力计算控制模块根据当前推力和所需推力实时调节电机转速，从而调节火箭推力，直至飞行结束。
根据本公开的另一方面，提供了一种液体火箭电动泵装置闭环控制系统，应用于上述的液体火箭电动泵装置，第一电机12和第二电机22通电进入转速闭环控制状态，按照推力计算控制模块的输出信号的转速进行转动。第一电池11和第二电池21分别向第一电机12和第二电机22输出供电，两个电机电接通之后，启动转速闭环控制，进入接收转速指令开始高精度闭环控制状态，例如通过实时的氧传感器、计算机和燃料控制装置(电机转速)三者之间闭合的三角关系，氧传感器传送信号给计算机混合推进剂的空燃比情况，计算机发出指令给电机，通过电机转速控制推进剂的空燃比。
根据本公开还提供了一种包含上述液体火箭电动泵装置的液体火箭发动机。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种液体火箭电动泵装置，其特征在于，包括：第一电动泵和第二电动泵；
所述第一电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第一推进剂增压送入燃烧室燃烧；以及
所述第二电动泵使用电能作为动力源驱动泵的旋转，将第二推进剂增压送入燃烧室燃烧。
2.如权利要求1所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，
所述第一推进剂为氧化剂；以及
所述第二推进剂为燃料。
3.如权利要求2所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，
所述第一电动泵包括第一电池、第一电机和第一泵，所述第一电池与第一电机连接向第一电机提供电能，所述第一电机与第一泵传动连接。
4.如权利要求3所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，
所述第二电动泵包括第二电池、第二电机和第二泵，所述第二电池与第二电机连接向第二电机提供电能，所述第二电机与第二泵传动连接。
5.如权利要求4所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，还包括推力计算控制模块,所述第一电机和第二电机通过推力计算控制模块实现转速闭环控制。
6.如权利要求5所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，所述推力计算控制模块根据当前推力与预定推力的差值调节所述第一电机和第二电机的转速，控制进入燃烧室的所述第一推进剂和第二推进剂流量，从而调节火箭的推力。
7.如权利要求5所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，
所述第一泵具有第一推进剂入口和第一推进剂出口，所述第一推进剂从第一推进剂入口进入通过所述第一泵转动增压后从所述第一推进剂出口进入燃烧室；以及
所述第二泵具有第二推进剂入口和第二推进剂出口，所述第二推进剂从第二推进剂入口进入通过所述第二泵转动增压后从所述第二推进剂出口进入燃烧室。
8.如权利要求5所述的液体火箭电动泵装置，其特征在于，所述第一电池和第二电池均为高能量密度电池。
9.一种液体火箭电动泵装置闭环控制系统，其特征在于，应用于权利要求5至8任一项所述的液体火箭电动泵装置，所述第一电机和第二电机通电进入转速闭环控制状态，按照所述推力计算控制模块的输出信号的转速进行转动。
10.一种液体火箭发动机，其特征在于，包括权利要求1至8任一项所述的液体火箭电动泵装置。
CN201911298008.XA 2019-12-17 2019-12-17 一种液体火箭电动泵装置 Pending CN111043042A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911298008.XA CN111043042A (zh) 2019-12-17 2019-12-17 一种液体火箭电动泵装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911298008.XA CN111043042A (zh) 2019-12-17 2019-12-17 一种液体火箭电动泵装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111043042A true CN111043042A (zh) 2020-04-21

Family

ID=70236916

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911298008.XA Pending CN111043042A (zh) 2019-12-17 2019-12-17 一种液体火箭电动泵装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111043042A (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112832926A (zh) * 2021-01-13 2021-05-25 江苏深蓝航天有限公司 一种双向泵后摆液体火箭发动机
CN113250860A (zh) * 2021-06-19 2021-08-13 中国人民解放军国防科技大学 一种变推力火箭发动机推力控制方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2266807A1 (en) * 1974-04-03 1975-10-31 Messerschmitt Boelkow Blohm Governor for liquid-propelled rocket turbo-pump unit - operated by varying temperature of fuel gas
WO2008152285A1 (fr) * 2007-05-24 2008-12-18 Centre National D'etudes Spatiales Dispositif cryotechnique de propulsion dans l'espace et son procede de commande
KR100925858B1 (ko) * 2008-08-22 2009-11-06 (주)씨앤스페이스 로켓 추진용 메탄엔진의 터보펌프
CN104358625A (zh) * 2014-07-11 2015-02-18 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种变推力发动机推力闭环控制的方法
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
CN211008892U (zh) * 2019-12-18 2020-07-14 九州云箭(北京)空间科技有限公司 液体火箭发动机系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2266807A1 (en) * 1974-04-03 1975-10-31 Messerschmitt Boelkow Blohm Governor for liquid-propelled rocket turbo-pump unit - operated by varying temperature of fuel gas
WO2008152285A1 (fr) * 2007-05-24 2008-12-18 Centre National D'etudes Spatiales Dispositif cryotechnique de propulsion dans l'espace et son procede de commande
KR100925858B1 (ko) * 2008-08-22 2009-11-06 (주)씨앤스페이스 로켓 추진용 메탄엔진의 터보펌프
CN104358625A (zh) * 2014-07-11 2015-02-18 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种变推力发动机推力闭环控制的方法
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
CN211008892U (zh) * 2019-12-18 2020-07-14 九州云箭(北京)空间科技有限公司 液体火箭发动机系统

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112832926A (zh) * 2021-01-13 2021-05-25 江苏深蓝航天有限公司 一种双向泵后摆液体火箭发动机
CN113250860A (zh) * 2021-06-19 2021-08-13 中国人民解放军国防科技大学 一种变推力火箭发动机推力控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109915280A (zh) 一种电动变推力火箭发动机及具有其的火箭
RU2431585C2 (ru) Авиационная система генератора электроэнергии, использующая топливные батареи
EP1501139B1 (en) Hybrid fuel cell-pulse detonation power system
US9920689B2 (en) Hybrid wave rotor propulsion system
CN110005546A (zh) 一种多次起动火箭发动机及起动方法
JP2012522173A (ja) 再熱ガスタービン装置、特に燃料電池を有する同装置
JP2008157458A (ja) 回転機械の可変磁気結合
US20200354068A1 (en) Hybrid electric aircraft propulsion system
CN111043042A (zh) 一种液体火箭电动泵装置
EP4151843A1 (en) Integrated electro-aero-thermal engine
US9951694B2 (en) System and method for emergency starting of an aircraft turbomachine
CN115370476A (zh) 集成燃料电池和发动机燃烧器组件
RU2520771C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа
CN110725757A (zh) 一种电动火箭发动机系统
CN113772105A (zh) 新燃料电力混合飞行推进系统
CN211008892U (zh) 液体火箭发动机系统
CN110792530A (zh) 液体火箭发动机系统
EP3985241B1 (en) Motor and fuel-powered hybrid system for a rocket thruster
RU2742516C1 (ru) Двигательная установка с ракетным двигателем
CN211230641U (zh) 一种电动火箭发动机系统
US20240051671A1 (en) Integral Propulsion and Auxiliary Power Generation System for Rocket Engine Powered Aircraft
CN112360647A (zh) 一种液体火箭发动机多次起动系统及其起动控制方法
EP4155612A1 (en) Pre-combustion chamber for feeding a turbine in a liquid propellant rocket engine
KR102473169B1 (ko) 하이브리드 터보펌프 시스템을 포함하는 액체 추진제 로켓 엔진
CN111594349B (zh) 一种高可靠液体火箭发动机系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20200421

RJ01 Rejection of invention patent application after publication