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1. 发明授权

CN109899179B 一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机有权
公开(公告)号：CN109899179B
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201910211715.4
申请日：2019-03-20
申请人：中国人民解放军国防科技大学
发明人：马立坤 , 李潮隆 , 夏智勋 , 赵翔 , 刘冰 , 陈斌斌 , 王德全 , 王林
IPC分类号： F02K9/20 , F02K9/32 , F02K9/97
摘要：本发明公开了一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机,安装于飞行器主体下部，包括发动机主体和燃气发生器，飞行器主体内部具有装载空间，所述燃气发生器置于装载空间内，所述发动机主体包括自前往后依次连通的进气道、隔离段、超声速燃烧室、尾喷管，所述燃气发生器包括相互独立的易燃推进剂燃气发生器以及富燃固体推进剂燃气发生器，两者尾部均连接喷管以及导流管，且导流管气流出口朝向超声速燃烧室内。所述超燃冲压发动机可以在较短时间内显著提高含硼富燃固体推进剂在超声速来流条件下的燃烧性能，可暂时避免推进剂配方研制和工艺制备的研究难度大和研究周期长等问题，因而实用性高。

2. 发明授权

CN112983676B 一种固体火箭发动机燃烧室药柱有权
公开(公告)号：CN112983676B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202110354985.8
申请日：2021-03-31
申请人：西北工业大学
发明人：张群 , 王晓燕 , 马晓曦 , 王紫欣 , 高耀红
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/18 , F02K9/20 , F02K9/34
摘要：本发明提供了一种新型固体火箭发动机药柱。此药柱采用内外三个燃气通道相结合的方式，用以增加接触燃烧表面积。药柱整体为内孔燃烧的双环管状药柱，内环中心为内燃气通道，两环之间是外燃气通道，外环与燃烧室壁面之间是辅助燃气通道；内外燃气通道由气路凸台连通，可实现内环燃气与外环燃气的掺混，外环药柱上的连接孔则连通了三个气路，三个气路的相互作用，加大了内外环管状药柱燃烧面积的同时，也增加了外燃气通道的燃气温度，使的药柱充分燃烧。内环上的气路凸台对外环燃气有着较强的扰动作用，增强了外环流场的紊乱程度，从而实现药柱的快速燃烧，提高了燃烧的效率。

3. 发明公开

CN112983676A 一种新型固体火箭发动机燃烧室药柱有权
公开(公告)号：CN112983676A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110354985.8
申请日：2021-03-31
申请人：西北工业大学
发明人：张群 , 王晓燕 , 马晓曦 , 王紫欣 , 高耀红
IPC分类号： F02K9/10 , F02K9/18 , F02K9/20 , F02K9/34
摘要：本发明提供了一种新型固体火箭发动机药柱。此药柱采用内外三个燃气通道相结合的方式，用以增加接触燃烧表面积。药柱整体为内孔燃烧的双环管状药柱，内环中心为内燃气通道，两环之间是外燃气通道，外环与燃烧室壁面之间是辅助燃气通道；内外燃气通道由气路凸台连通，可实现内环燃气与外环燃气的掺混，外环药柱上的连接孔则连通了三个气路，三个气路的相互作用，加大了内外环管状药柱燃烧面积的同时，也增加了外燃气通道的燃气温度，使的药柱充分燃烧。内环上的气路凸台对外环燃气有着较强的扰动作用，增强了外环流场的紊乱程度，从而实现药柱的快速燃烧，提高了燃烧的效率。

4. 发明公开

CN109899179A 一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机有权
公开(公告)号：CN109899179A
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201910211715.4
申请日：2019-03-20
申请人：中国人民解放军国防科技大学
发明人：马立坤 , 李潮隆 , 夏智勋 , 赵翔 , 刘冰 , 陈斌斌 , 王德全 , 王林
IPC分类号： F02K9/20 , F02K9/32 , F02K9/97
摘要：本发明公开了一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机,安装于飞行器主体下部，包括发动机主体和燃气发生器，飞行器主体内部具有装载空间，所述燃气发生器置于装载空间内，所述发动机主体包括自前往后依次连通的进气道、隔离段、超声速燃烧室、尾喷管，所述燃气发生器包括相互独立的易燃推进剂燃气发生器以及富燃固体推进剂燃气发生器，两者尾部均连接喷管以及导流管，且导流管气流出口朝向超声速燃烧室内。所述超燃冲压发动机可以在较短时间内显著提高含硼富燃固体推进剂在超声速来流条件下的燃烧性能，可暂时避免推进剂配方研制和工艺制备的研究难度大和研究周期长等问题，因而实用性高。

5. 发明专利

JP2008508083A Gas generator assembly 审中-公开
公开(公告)号：JP2008508083A
公开(公告)日：2008-03-21
申请号：JP2007506336
申请日：2005-04-04
申请人：オートモーティブシステムズラボラトリィ、インク.
发明人：シーンピーバーンズ
IPC分类号： B01J7/00 , B60R21/26 , B60R21/264 , F02K9/20 , F42B5/16
CPC分类号： B60R21/2644 , F02K9/20 , F42B5/16
摘要：直線状のインフレータ（１０）で使用されるガス生成物質タブレット（２４）。タブレット（２４）は、第１の端（１０４）、第２の端（１０６）および長さ方向の軸（Ｔ）を有するボディ部分（１０２）を含んでいる。第１の突出部（１０８）は、タブレットの第１の端（１０４）から第１の方向に伸び、第１の突出部（１０８）の少なくとも一部分は、タブレットの長さ方向の軸（Ｔ）に関して直交しないで伸びる。第２の突出部（１１２）は、タブレットの第２の端（１０６）から一般に第１の方向と反対の第２の方向に伸びる。第２の突出部（１１２）の少なくとも一部分は、タブレットの長さ方向の軸（Ｔ）に対して直交しないで伸びる。タブレット（２４）は賦形され、タブレット（２４）がインフレータ（１０）のコンバスションチャンバー内に詰め込まれた場合に、キャビティー（２５）が隣接したタブレット（２４）との間で形成されるようにされる。膨張可能な乗り物乗員保護システム（２００）で使用されるインフレータ（１０）が開示される。インフレータ（１０）は、エンクロージャの少なくとも一部分に沿って実質的に均一の横断面を有する長さ方向のエンクロージャ（２２）を含んでいる。エンクロージャ（２２）はその内部に所定量のガス生成組成物を含むための内部キャビティー（２２ｃ）を画定し、それに沿って形成された複数の開口部（４０）を含み、エンクロージャ内部キャビティー（２２ｃ）とエンクロージャの外部の間の流体連絡を可能にする。複数のガス生成物質タブレット（２４）はエンクロージャ（２２）に沿って詰め込まれ、タブレットがエンクロージャ（２２）内に詰め込まれた時に、キャビティー（２５）が隣接したタブレット（２４）間で提供されるように賦形される。

6. 发明专利

JPS6261779B2 失效
公开(公告)号：JPS6261779B2
公开(公告)日：1987-12-23
申请号：JP20762882
申请日：1982-11-29
申请人： NIPPON YUSHI KK , NIPPON KOKI KK
发明人： KANAZAWA TERUO , TAKIZUKA MICHINORI , KOYAMA IKUO , SUGI YOSHIKAZU
IPC分类号： F42B15/00 , F02K9/10 , F02K9/20

7. 发明专利

JP4512442B2 End burning solid rocket motor 有权
公开(公告)号：JP4512442B2
公开(公告)日：2010-07-28
申请号：JP2004226880
申请日：2004-08-03
申请人：株式会社Ihiエアロスペース
发明人：新松浦 , 雄作谷内
IPC分类号： F02K9/36 , F02K9/20

8. 发明专利

JP2006046145A End face combustion solid rocket motor 有权
标题翻译：端面燃烧固体火箭发动机
公开(公告)号：JP2006046145A
公开(公告)日：2006-02-16
申请号：JP2004226880
申请日：2004-08-03
申请人： Ihi Aerospace Co Ltd , 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース
发明人： MATSUURA ARATA , YANAI YUSAKU
IPC分类号： F02K9/36 , F02K9/20
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an end face combustion rocket motor suppressing deformation of a combustion face of a propellant and maintaining an injection property of combustion gas at a certain level during combustion.
SOLUTION: The end face combustion rocket motor 1 is constituted such that the cylindrical propellant 4 is filled inside a cylindrical motor case 2. On the inside face of the motor case 2, an insulation 3 as a heat insulating material for protecting the motor case 2 from high-temperature combustion gas is bonded to the entire inside face. Similarly, an insulation 5 is bonded to the perimeter of the side face of the propellant 4. The insulation 5 in the propellant 4 side and the insulation 3 in the motor case 2 side are slidably contacted with each other.
COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI
摘要翻译：要解决的问题：提供一种端面燃烧火箭发动机，其抑制推进剂的燃烧面的变形，并且在燃烧期间将燃烧气体的喷射特性保持在一定水平。解决方案：端面燃烧火箭发动机1构成为圆柱形推进剂4填充在圆筒形电动机壳体2内。在电动机壳体2的内表面上，形成作为绝热材料的绝缘体3，用于保护来自高温燃烧气体的电动机壳体2结合到整个内表面。类似地，绝缘体5结合到推进剂4的侧面的周边。推进剂4侧的绝缘体5和电动机壳体2侧的绝缘体3彼此可滑动接触。版权所有（C）2006，JPO＆NCIPI

9. 发明专利

JPS5999051A HIGH FILLING RATE ROCKET MOTOR 失效
公开(公告)号：JPS5999051A
公开(公告)日：1984-06-07
申请号：JP20762882
申请日：1982-11-29
申请人： NIPPON OILS & FATS CO LTD , NIPPON KOKI KK
发明人： KANAZAWA TERUO , TAKIZUKA MICHINORI , KOYAMA IKUO , SUGI YOSHIKAZU
IPC分类号： F42B15/00 , F02K9/10 , F02K9/20
摘要： PURPOSE:To restrict corrosive combustion by a method wherein the combustion surfaces of each single tubular propellants are formed so as to have a configuration in which the sectional area of cavity is expanded toward the side of a nozzle, in the rocket motor, in which a plurality of single tubular propellants are combined concentrically. CONSTITUTION:The high filling rate rocket motor 1 consists of a case 2 filled with two sets of single tubular propellants 3, 4 combined concentrically and is ignitable by an ignition device 6. In this case, the outside combustion surfaces of each propellants 3, 4 are formed into tapers 8, 9 and the cavities 12, 14, having the sectional area thereof expanding toward the side of the nozzle 5, are defined between the propellant 3 and the case 2 and between both of the propellants 3, 4. Further, the outside combustion surfaces of each propellants 3, 4 are formed so that the ratio of the combustion surfaces of propellants 3, 4 to the sectional area of the cavities becomes lower than a critical value. According to this method, the corrosive combustion, generated upon burning, may be restricted.

10. 发明专利

FR2448636A1 Jet propulsion unit for rocket - has launching charge ignited initially followed by main charge in main casing 未知
公开(公告)号：FR2448636A1
公开(公告)日：1980-09-05
申请号：FR7903424
申请日：1979-02-12
申请人： LUCHAIRE SA
发明人： SCHILLING MICHEL , COURTOUX JEAN
IPC分类号： F02K9/12 , F02K9/20 , F02K9/28 , F02K9/95 , F02K9/00 , F42B13/28
摘要： The propulsion unit is divided by a wall into an after chamber and a front chamber. The after chamber holds the launching charge while the front chamber contains the cruising propellant. The propellant consists of a powder pressed into rods. The combustion gases pass through the tube to a point near the ignition system. There is an intermediate ignition system which is located at the rear end of the transfer tube. The launching charge is fired first with the main charge following immediately.

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