申请/专利权人：西安航天动力试验技术研究所

申请日：2023-12-26

公开（公告）日：2024-03-19

公开（公告）号：CN117722295A

主分类号：F02K9/56

分类号：F02K9/56;F02K9/96

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.05#实质审查的生效;2024.03.19#公开

摘要：本发明涉及液体火箭发动机领域，为解决现有液体火箭发动机在地面试验中无法准确、可靠的调节入口压力，以及无法保证地面试验人员安全等问题，提出一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及其控制方法；包括上位机、数字控制模块、压力采集模块和系统增压模块，以及依次连接的发动机入口管路、第一阀门、主管路、第二阀门和贮箱，发动机入口管路与第一阀门之间设置有第一压力测点，主管路上设置有第二压力测点，贮箱上设置有第三压力测点；压力采集模块采集第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力信号，并传输给数字控制模块进行分析处理，上位机根据数字控制模块的分析处理结果控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节。

主权项：1.一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统，发动机入口包括依次连接的发动机入口管路5、第一阀门6、主管路7、第二阀门8和贮箱9，其特征在于：压力控制系统包括上位机1、数字控制模块2、压力采集模块3和系统增压模块4，以及多个压力传感器；所述压力传感器分别设置在发动机入口管路5与第一阀门6之间设置的第一压力测点10，主管路7上设置的第二压力测点11，贮箱9上设置的第三压力测点12处；所述压力采集模块3的输入端分别与多个压力传感器连接，输出端与数字控制模块2的输入端连接，数字控制模块2的输出端与系统增压模块4的输入端，系统增压模块4的输出端连接贮箱9，上位机1与数字控制模块2之间通过网络交换机连接；所述压力采集模块3通过多个压力传感器分别采集第一压力测点10、第二压力测点11和第三压力测点12的压力信号，并传输给数字控制模块2进行分析处理；数字控制模块2对各压力信号，并根据分析处理结果控制系统增压模块4对发动机入口压力进行调节；所述上位机1用于实现数据交换、状态显示以及指令发送。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西安航天动力试验技术研究所 一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及其控制方法

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