本发明公开一种液氧甲烷推进剂供应系统。液氧甲烷推进剂供应系统由推进剂吹除及预冷分系统、推进剂加注、泄出分系统,推进剂输送分系统,推进剂增压分系统、推进剂排气分系统组成。推进剂吹除采用氦气对贮箱、管路及阀门中的空气及水蒸汽进行吹除,吹除完成后对其进行预冷,保证贮箱、阀门及管路的腔体处于低温状态；推进剂加注、泄出分系统由加注阀、消能器、液位显示传感器、溢出阀等组成；推进剂输送分系统由过滤器、隔离阀、蓄压器等组成；增压分系统采用自增压输送系统,主要由隔离阀、减压阀、压力信号器、过滤器、单向阀等组成；推进剂排气分系统主要由安全阀等组成。该系统满足发动机输送要求,管路、阀门少,加注、脱离方便,可靠性高。

本发明公开了一种多层固定的高温流体通道,包括第一连接座、第二连接座以及筒状结构的通道壁,通道壁包括内壁与外壁,内壁包括若干内壁面,外壁包括若干壁面；相邻的两个内壁面之间、相邻的两个外壁面之间设有支撑组件；各外壁面的一端与第一连接座相连,另一端与第一连接座相连；各内壁面的一端与第一连接座相连,另一端与第二连接座之间设有变形间隙；最外层内壁面与最内层的外壁面之间设有限定结构。其通过将若干筒状结构的壁面逐层套设而形成多层固定的高温流体通道的通道壁,并在相邻的壁面之间形成环形间隙腔,使得由通道内壁传递至通道外壁的热流大幅度降低,实现了多层固定的高温流体通道在保证安全工作前提下耗费工质热沉最小。

本发明的一种高温高压航空煤油流动传热试验装置,包括煤油供应单元,还包括煤油加热单元、废气液处理单元、安全防护单元和测控单元,煤油供应单元、煤油加热单元和废气液处理单元之间通过输送管路依次连接；所述煤油供应单元包括储油箱和电机泵组,储油箱通过输送管路与电机泵组连接；煤油加热单元是在封闭试验舱内依次连接有预热段、测量段和试验段,所述煤油供应单元末端通过输送管路与预热段连通。本发明的一种高温高压航空煤油流动传热试验装置,主要用于研究航空煤油等碳氢燃料在高温高压条件下的流动传热和结焦特性,为航空煤油在大推力火箭发动机主动再生冷却技术的应用提供重要依据。

本发明属于泵压式发动机起动点火方法及系统,为解决目前具备三次及以上起动能力的泵压式液体火箭发动机,系统复杂且可靠性低,采用的自燃点火剂由于剧毒且与空气接触会发生自燃,导致使用维护性差的技术问题,提供基于过氧化氢的泵压式发动机起动点火方法及系统,通过高压氮气分别对过氧化氢和煤油增压,过氧化氢在催化剂的作用下分解为高温气体,并与煤油燃烧产生高温燃气驱动涡轮旋转或进入推力室,涡轮带动与其同轴相连的氧化剂泵和燃料泵同步工作对氧化剂和燃料增压,分别进入推力室和燃气发生器,进入推力室的高温燃气使推力室中的煤油自燃,并点燃进入推力室的氧化剂和燃料,使推力室工作并产生推力。

本发明属于过氧化氢燃气发生器,为解决目前火箭发动机系统的燃气发生器循环中,富氧燃气发生器工作温度受限且会缩短涡轮泵系统使用寿命,富燃燃气发生器采用无毒推进剂组合时,需要额外设置点火装置,增加了燃气发生器的复杂性,采用有毒推进剂组合时,与环保理念相违背的技术问题,提供一种双模态过氧化氢燃气发生器,包括依次连通的催化剂床、前燃料喷嘴、前燃烧室、后燃料喷嘴和后燃烧室,催化剂床的入口用于过氧化氢进入,前燃料喷嘴的侧壁上开设有多个前喷孔,用于部分燃料进入前燃烧室,后燃料喷嘴的侧壁上开设有多个后喷孔,用于另一部分燃料进入后燃烧室。

一实施方式的高温部件需要由冷却介质进行冷却,其中,所述高温部件具备：多个第一冷却通路,它们能够供所述冷却介质流通；集流部,其与所述多个第一冷却通路的下游端连接；以及一个以上的出口通路,其用于将流入所述集流部的所述冷却介质向所述集流部的外部排出,所述一个以上的出口通路的内壁面的粗糙度在所述出口通路的流路截面积最小的区域中为所述多个第一冷却通路的内壁面的粗糙度以下。

一种包括多个螺旋冷却通道的燃烧室衬套由材料部件形成。燃烧室衬套主体从第一端和第二端延伸。燃烧室衬套主体包括燃烧室衬套内壁,燃烧室衬套内壁限定从第一端和第二端延伸的燃烧区域腔体。燃烧室衬套主体还包括与内壁相对的燃烧室衬套外壁。燃烧室衬套主体还限定入口端口、与入口端口相对的喷嘴出口端口以及喉部。沿着燃烧室衬套外壁,将螺旋冷却通道切入外壁中,使得螺旋冷却通道在第一端和第二端之间延伸。