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。

本发明公开了一种提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法及贮箱,通过贮箱外形、连接紧固件的调整来实现系统质心变化范围的控制。贮箱的两个赤道半径相等,且两个赤道半径大于极半径；安装面位于高压气区域半球的外表面,且安装面与赤道中心面不重合；安装面上设置有奇数个不对称的安装孔,贮箱通过安装孔、连接紧固件与安装板连接。本发明保证了贮箱这种大变形压力容器在复杂多变工况下连接、紧固的可靠性,降低了金属膜片翻转运动的速率,缩小了系统质心在推进剂消耗过程中的变化范围,确保贮箱的安全、稳定运行,提升控制系统工作的稳定性,降低了控制算法难度,提高了控制过程的预见性与可靠性。

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,需要额外设置一套高压氦气/氮气供应系统和一套单独的点火剂供应系统,系统复杂且可靠性低,携带大量高压氦气/氮气将给火箭系统造成负担,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,通过氮气对过氧化氢增压,增压后的过氧化氢在催化剂的作用下分解为高温气体,分别驱动涡轮工作和进入推力室待用,涡轮带动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,增压后分别进入推力室和燃气发生器。

本发明公开了一种能实现切向不稳定燃烧与连续旋转爆震的发动机及方法,包括分区喷注系统、燃烧室和拉瓦尔喷管三大部分。推进剂分为燃料、氧化剂两路来流,其中每一路按特定质量比再分为两股。其中,两股燃料分别进入外燃料集气腔和内燃料集气腔,两股氧化剂进入外氧化剂集气腔和内氧化剂集气腔。内燃料集气腔与内氧化剂集气腔组成液体火箭发动机同轴直流式喷嘴喷注模式,外燃料集气腔与外氧化剂集气腔组成旋转爆震环缝式喷注模式。圆柱构型的燃烧室壁面有电火花点火器和切向热射流点火器,与两种喷注方式配合可分别激发液体火箭发动机工作模态、旋转爆震模态及复合模态。

单组元姿控发动机模块及其组合。本发明包括：发动机模块,发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块,经电磁阀控制进入推力室,推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧,高温燃气从推力室排出产生推力。本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块,两个推力室成一定角度,可以满足单个推力室启动或两个推力室同时启动,若干个发动机模块及其组合配合使用可以为飞行器提供俯仰、偏航以及滚转等姿态调整的需求。

本申请涉及一种液体发动机用文氏管组合装置、系统及其操作方法,涉及航空航天发动机领域。本文氏管组合系统包括主路管道和支路管道,主路管道上设有一文氏管组合装置,其包括文氏管和套设于文氏管上的套管,文氏管的两端分别与主路管道连通,并用于将推进剂引流至液体火箭发动机,套管与文氏管之间形成一冷却腔,支路管道包括第一预冷管路和第二预冷管路,第一预冷管路和第二预冷管路均经过冷却腔,且其中一端均用于与推进剂贮箱相连,第一预冷管路的另一端用于与液体火箭发动机相连,第二预冷管路的另一端用于与推进剂回收设备相连。本申请提供的文氏管组合系统,解决了相关技术中预冷时间较长或预冷效果差导致液体火箭发动机试验中止的问题。

一种削能减振的液体火箭推进剂管路间交叉输送系统,包括第一助推级贮箱、第二助推级贮箱和芯级贮箱；第一助推级贮箱出口与第一助推级发动机连接；第二助推级贮箱出口与第二助推级发动机连接；芯级贮箱出口与第一芯级发动机、第二芯级发动机连接；第一助推级贮箱出口通过交叉路隔离阀、第一缓冲罐和第一芯级发动机连接；第二助推级贮箱出口通过交叉路隔离阀、第二缓冲罐和第二芯级发动机连接；交叉输送过程中,助推级贮箱先向缓冲罐供应推进剂,再由缓冲罐向芯级发动机供应推进剂,等助推级脱落之后再由芯级贮箱向芯级发动机供应推进剂；本发明缓冲罐的消能作用不受隔离阀类型限制,在造成最大水击强度的快开阀应用时也可起到良好的缓冲效果。