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61. 实用新型

CN218266124U 一种发动机用大流量、高压强冷气供应系统有权
公开(公告)号：CN218266124U
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202221900592.9
申请日：2022-07-22
申请人：内蒙动力机械研究所
发明人：张明亮 , 王立民 , 张永乐 , 钱程远
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/86
摘要：本实用新型提供一种发动机用大流量、高压强冷气供应系统。包括高压氮气罐、安全阀、高压电磁阀、手动截止阀、高压电磁阀控制系统、氮气输送管路、测控系统、管路连接工装、发动机、电机、喷管，所述安全阀安在高压氮气罐上部，高压氮气罐下端安装高压电磁阀和手动截止阀，高压电磁阀控制系统远程实现对高压电磁阀的操作，进而控制高压氮气罐的压力泄放；所述测控系统对发动机上的压强传感器输出的压强信号进行采集；所述氮气输送管路与发动机通过管路连接工装连接，所述电机及长尾喷管分别安装在发动机尾端。本实用新型能够实现发动机在高压下喷管变喉径调节时发动机内部压强呈现阶梯形变化，满足了发动机冷气供应需求。

62. 实用新型

CN217841852U 一种固体火箭发动机及其推力调节装置有权
公开(公告)号：CN217841852U
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202222427676.1
申请日：2022-09-14
申请人：北京中科宇航技术有限公司
发明人：金蔚 , 赖谋荣 , 郑才浪 , 汤浩 , 仲伟
IPC分类号： F02K9/86 , F02K9/32
摘要：本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机及其推力调节装置，包括：支撑体、传动齿轮、喉栓、复合传动轴和伺服电机；支撑体上开设有开口朝向喉衬的喉栓容纳腔，喉栓容纳腔与固体发动机喉部收敛处同轴设置；喉栓的前端朝向喉衬，喉栓的后端插入喉栓容纳腔内，并且喉栓的后段具有驱动齿；传动齿轮与喉栓的驱动齿啮合；复合传动轴的一端与传动齿轮的驱动轴在支撑体上的第一驱动孔处固定连接，复合传动轴的另一端穿过开设于喷管壳体以及喷管壳体内壁贴合的收敛段绝热层上的第二驱动孔，与位于喷管壳体外部的伺服电机连接。本申请可以降低整个装置的设计难度、减小对发动机结构和性能的影响。

63. 实用新型

CN207485562U 一种壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置有权
公开(公告)号：CN207485562U
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201721582367.4
申请日：2017-11-23
申请人：胡建新
发明人：胡建新
IPC分类号： F02K9/26 , F02K9/86
摘要：本实用新型公开了一种壅塞式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括主控制器、弹体、燃气发生器、喷管，在喷管壁上垂直于喷管轴线方向开有至少一个第一贯通孔和至少一个第二贯通孔，第一贯通孔内安装有第一柱塞滑阀，第二贯通孔内安装有第二柱塞滑阀；第一柱塞滑阀上设置有可驱动第一柱塞滑阀的自由端缩回第一贯通孔内的第一拔销器，第二柱塞滑阀上设置有可驱动第二柱塞滑阀的自由端伸入喷管内腔的第二拔销器；喷管外壁与弹体之间的空腔内安装有压力传感器，压力传感器与主控制器电连接，主控制器分别与第一拔销器和第二拔销器电连接。本实用新型具有惯量低、价格低廉、工作误差小、精度高、工作可靠等优点。

64. 实用新型

CN214424601U 全方位矢量发动机和飞行器有权
公开(公告)号：CN214424601U
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202120536964.3
申请日：2021-03-15
申请人：西华大学 , 四川西华科技园管理有限责任公司
发明人：江启峰 , 谭星阳 , 刘显萍 , 李秋实 , 何太碧
IPC分类号： F02K9/88 , F02K9/86 , F02K9/97
摘要：本申请提供的一种全方位矢量发动机和飞行器，涉及推力矢量控制技术领域。该全方位矢量发动机包括底座、燃烧室和主喷管，底座设于燃烧室的端部，主喷管与底座连接，且位于底座远离燃烧室的一侧；底座上设有多个辅助喷管，主喷管和辅助喷管分别与燃烧室连通，每个所述辅助喷管能够选择性地开启或关闭，以产生致偏推力。该全方位矢量发动机采用主喷管和辅助喷管结合的方式，且均设于底座上，结构简单，有利于实现发动机的大偏角矢量控制，降低损耗。

65. 实用新型

CN204253210U 一种固体发动机变推力调节装置失效
公开(公告)号：CN204253210U
公开(公告)日：2015-04-08
申请号：CN201420707200.6
申请日：2014-11-24
申请人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
发明人：邓波 , 王啸雄 , 赵胜海 , 张林 , 袁晓昱 , 江海涛
IPC分类号： F02K9/34 , F02K9/10 , F02K9/86
摘要：本实用新型涉及固体火箭发动机领域，涉及一种固体发动机变推力调节装置。发动机的燃烧室内包括耐烧蚀部件和烧蚀部件，耐烧蚀部件的形状为带四圆角正方形，四圆角上布置有四个圆柱，圆柱尺寸与发动机后封头的喷管匹配，正方形的中央开有圆孔，烧蚀部件的形状为十字形，十字形的中央开有圆孔，耐烧蚀部件和烧蚀部件均位于燃烧室的尾部，烧蚀部件支撑耐烧蚀部件，使之与发动机后封头的四个喷管隔离。耐烧蚀部件的四圆角正方形的圆角边上设有定位导向块，燃烧室内设有与定位导向块匹配的导向槽，使得耐烧蚀部件的四个圆柱可以准确地滑入后封头的四个喷管内。本实用新型结构简单，安全可靠，占用空间小，节约成本，实现发动机大推力比。

66. 发明专利

JP6454285B2 可動ニードルが設けられる宇宙船スラスタ用の可変ネック部を有するノズル有权
公开(公告)号：JP6454285B2
公开(公告)日：2019-01-16
申请号：JP2015560744
申请日：2014-03-04
IPC分类号： F02K9/86

67. 发明专利

JP6008713B2 軌道姿勢制御装置、軌道姿勢制御方法有权
公开(公告)号：JP6008713B2
公开(公告)日：2016-10-19
申请号：JP2012260142
申请日：2012-11-28
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：藤田敏晴 , 早川信明
IPC分类号： F02K9/30 , F02K9/32 , F02K9/86 , B64G1/26
CPC分类号： B64G1/26 , B64G1/36 , F02K9/86

68. 发明专利

JP2010523866A Pintle control propulsion system having an outer ring actuator 审中-公开
公开(公告)号：JP2010523866A
公开(公告)日：2010-07-15
申请号：JP2010501074
申请日：2008-03-17
申请人：アエロジェット・ジェネラル・コーポレーションAerojet General Corporation
发明人：ダスティンシー．バー , マイケルディー．リンチ
IPC分类号： F02K9/86
CPC分类号： F02K9/86 , F01D17/141 , F02K9/97 , F05D2250/41 , F05D2250/411 , F05D2260/96
摘要：本発明により、コンバージェント・ダイバージェント・ノズルを有する推進システムに、該ノズルに対して外部にありかつ該ノズルを取り囲むロータを含むアクチュエータであって、ロータの回転運動をピントルまたはシェルのいずれかの直線運動に変換する連結装置によってピントルまたはノズルシェルのいずれかに連結されたアクチュエータによってノズルスロートに対する位置が制御されるピントルにより、可変推力が提供される。

69. 发明专利

JP3581302B2 Gas discharge device 有权
公开(公告)号：JP3581302B2
公开(公告)日：2004-10-27
申请号：JP2000221030
申请日：2000-07-21
申请人：川崎重工業株式会社
发明人：健原田 , 達哉西川
IPC分类号： F42B15/00 , F02K9/84 , F02K9/86

70. 发明专利

JP2004251181A Thrust control valve 有权
标题翻译：控制阀
公开(公告)号：JP2004251181A
公开(公告)日：2004-09-09
申请号：JP2003041730
申请日：2003-02-19
申请人： Kawasaki Heavy Ind Ltd , 川崎重工業株式会社
发明人： KATO HIROSHI , TAKAHASHI TATSUO , TANAKA HIDEAKI , NISHIKAWA TATSUYA
IPC分类号： F42B10/66 , F02K9/86
CPC分类号： F02K9/86
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To suppress the generation of noise which deteriorate the guiding accuracy of a flying body by reducing a loading force to a plug by thrust gas and a flow of consumed thrust gas. SOLUTION: A plug 53 is provided with a gas-injection-chamber-side pressure receiving portion 63 and a gas-supply-camber-side pressure receiving portion 65. The pressure receiving portion 63 is arranged so as to freely move between a gas injection chamber 43 and a gas passage 45, and provided with pressure receiving faces 61, 62 producing a loading force F0 in a moving direction C1 from a gas supply chamber 42 to the gas injection chamber 43 by thrust gas pressure. The gas-supply-camber-side pressure receiving portion 65 is arranged so as to freely move between the gas supply chamber 42 and the gas passage 45, and provided with a pressure receiving face 64 producing a loading force F1 in a moving direction C2 from the gas injection chamber 43 to the gas supply chamber 42 by the thrust gas pressure. COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI
摘要翻译：要解决的问题：通过由推力气体和消耗的推力气体的流量减小对插塞的加载力来抑制噪音的产生，从而降低飞行体的引导精度。解决方案：插头53设置有气体注入室侧压力接收部分63和气体供给侧压力接收部分65.压力接收部分63被布置成可以在气体注入室43和气体通道45，并且设置有压力接收面61,62，其通过推压气体压力从气体供给室42向气体注入室43产生移动方向C1上的装载力F0。气体供给侧侧压力接收部65被配置为在气体供给室42和气体通路45之间自由移动，并且设置有压力接收面64，其在移动方向C2上产生载荷力F1，气体注入室43通过推力气体压力送到气体供给室42。版权所有（C）2004，JPO＆NCIPI

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