火箭发动机相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
1	火箭发动机燃烧室及火箭发动机	CN202010225556.6	2020-03-26	CN111322172A	2020-06-23	杨海峰; 王明哲; 郭利明; 刘业奎; 李文鹏; 申帅帅; 余鹏; 孙夺; 田蜜; 李娜
本发明提供了一种火箭发动机燃烧室及火箭发动机。火箭发动机燃烧室包括：主体，所述主体上设置有一级燃烧室和二级燃烧室，所述二级燃烧室设置在所述一级燃烧室的出口端，所述一级燃烧室和二级燃烧室交界处设置有导流结构，所述导流结构用于将所述一级燃烧室内壁面处的推进剂导向所述主体的中心位置处；喷注器，所述喷注器设置在所述一级燃烧室的入口端；喷管，所述喷管设置在所述二级燃烧室的出口端。本发明的火箭发动机燃烧室能够避免冷却剂中的燃料或氧化剂在中心高温燃气的热量下受热分解并部分燃烧对一级燃烧室内壁面产生化学反应，避免燃烧室壁面出现氧化、烧蚀等现象。
2	一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机	CN202210765567.2	2022-06-29	CN114962656A	2022-08-30	李健; 朱崇涛; 陈苗; 何海涛; 胡锐
本发明公开了一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机，其中截止阀通过在阀体内设有第一空间、第二空间以及截流窗口，阀芯具有第一极限位与第二极限位，驱动部设于阀体上，并与阀芯连接，通过驱动部驱动阀芯在第一极限位与第二极限位之间往复运动，当阀芯朝向第二极限位移动时，阀芯逐渐阻挡截流窗口，直至阀芯位于第二极限位置封堵截流窗口，实现流体的流量控制，且无需多个外部组件进行装配操作，降低管路系统的复杂程度，减少发动机组件个数，同时降低整体结构重量，提高该截止阀在火箭发动机不同工况下运行的稳定性。
3	火箭发动机	CN200510055037.5	2000-03-10	CN1670353A	2005-09-21	理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
4	火箭发动机	CN00804809.6	2000-03-10	CN1201076C	2005-05-11	理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
5	火箭发动机	CN201610374172.4	2016-05-31	CN105822459B	2017-10-31	许智远; 胡泽雄; 许起东
本发明涉及火箭发动机，可有效解决液体推进剂火箭发动机工作效率低的问题，技术方案是，壳体的尾部设置有燃烧室，燃烧室的喷火口上设置有喷管，壳体内分别设置有燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、燃烧剂输送泵组总成和氧化剂输送泵组总成，燃烧剂贮箱的出口经第一燃烧剂输送管道与燃烧剂输送泵组总成的进口相连，燃烧剂输送泵组总成的出口上装有第二燃烧剂输送管道，氧化剂贮箱的出口经第一氧化剂输送管道与氧化剂输送泵组总成的进口相连，氧化剂输送泵组总成的出口上装有第二氧化剂输送管道，本发明泵组输送效率高，损耗低，燃烧剂和氧化剂混合充分，燃烧效率高，降低燃料损耗，使用方便，效果好。
6	火箭发动机	CN200510055037.5	2000-03-10	CN100417801C	2008-09-10	理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
7	火箭发动机	CN00804809.6	2000-03-10	CN1343282A	2002-04-03	理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉
一种火箭发动机(10),包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴,并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76,142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度,以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合,从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76,142,182)附设有环形压力挡料圈(86,146,174)以将低压推进剂供给源(22’,24’)与对应的燃烧室(34,36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34,36)的环形通道(198,204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。
8	一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机	CN202010964200.4	2020-09-15	CN112228249A	2021-01-15	李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 杨永刚; 张航; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；第一密封件和第二密封件套接在推力组件的表面，第一密封件和第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，推力组件一端通过第一密封件设置在作动筒内，另一端用于推动位于壳体内的所述阀芯运动，第二密封件位于壳体的内侧，第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。与现有技术相比，改善密封效果，减少液体介质的损失，节约成本。
9	火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法	CN201480005184.9	2014-02-17	CN104919167A	2015-09-16	川又善博; 尾场瀬公人
一种火箭发动机、火箭及火箭发动机的启动方法。火箭发动机具备：燃料流路(31～39)、触媒部(51)、涡轮机(12)、第1泵(11)、燃烧室(21)和喷嘴(22)。燃料流路(31～39)用于烃类的燃料流通。触媒部(51)设于燃料流路(31～39)的途中，用于使燃料气化。涡轮机(12)由被气化的燃料驱动。第1泵(11)利用涡轮机(12)的驱动向燃料流路(31～39)供给燃料。燃烧室(21)使从燃料流路(31～39)供给的被气化的燃料和氧化剂燃烧。喷嘴(22)将燃烧室(21)的燃烧气体送出，并与燃料流路(31～39)的一部分进行热交换来进行冷却。
10	一种用于火箭发动机的卸荷阀芯及火箭发动机	CN202210417403.0	2022-04-20	CN115013538A	2022-09-06	李健; 朱崇涛; 陈苗; 何海涛; 胡锐
本发明公开了一种用于火箭发动机的卸荷阀芯及火箭发动机，其中卸荷阀芯通过设置阀体与阀芯，阀体上开设有用于流体进入的入口以及用于流体排出的出口，且出口与入口之间具有第一空间，阀芯活动设于阀体上，阀芯一端设有的封堵端内具有第二空间，封堵端上开设有与第二空间相连通的连通孔，阀芯具有保持入口与出口之间相连通的打开状态，以及通过封堵端封堵出口的封堵状态，当入口内注入流体，流体穿过第一空间从出口排出，当阀芯从打开状态切换至封堵状态时，第一空间内的流体穿过连通孔进入第二空间内，进而降低流体对阀芯运动产生的阻力，降低阀芯运动的动力需求，降低阀门重力的同时，缩小整体结构大小。
11	一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机	CN201910938217.X	2019-09-30	CN110748438A	2020-02-04	李莹; 任志彬; 刘耀林; 王喜良; 陈涛; 张思远; 陈展; 张航; 薛海龙
本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门机构及火箭发动机，包含作动筒、推力组件、阀主体和固定盖，所述阀主体在所述活门向所述作动筒运动的极限位置具有限位端面，用以对所述活门进行限位；所述活门的两端分别设有第一限位结构和第二限位结构；第一密封圈在所述活门的靠近所述作动筒侧设置在所述活门与所述限位端面之间，用以限制液体介质从所述活门与所述阀主体间泄漏；所述第一限位结构位于靠近所述固定盖端，所述第二限位结构位于靠近所述作动筒端，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以减小所述活门两端与所述阀主体和所述固定盖的接触面积，实现对所述活门，所述阀主体和所述固定盖的保护，增加使用寿命，密封严谨。
12	一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机	CN202010964200.4	2020-09-15	CN112228249B	2021-06-01	李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 杨永刚; 张航; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；第一密封件和第二密封件套接在推力组件的表面，第一密封件和第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，推力组件一端通过第一密封件设置在作动筒内，另一端用于推动位于壳体内的所述阀芯运动，第二密封件位于壳体的内侧，第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。与现有技术相比，改善密封效果，减少液体介质的损失，节约成本。
13	轮式火箭发动机	CN92113130.5	1992-11-12	CN1086877A	1994-05-18	肖英民
本发明是一种新型轮式火箭发动机。由高压泵向爆发管内分别打入高压油和高压气体，二者在爆发管两端相遇而燃爆，并喷到反冲板上，致使爆发管与反冲室做相对运动而作功。
14	一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机	CN202110542934.8	2021-05-19	CN113431710B	2022-06-17	李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。
15	一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机	CN202210864450.X	2022-07-21	CN115355111A	2022-11-18	不公告发明人
本发明公开了一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机，涉及飞行器动力技术领域，固液混合火箭发动机启动装置包括液体燃料和若干个传热器，液体燃料均放置于燃料储箱内，且传热器安装于燃料储箱内的一侧，液体燃料用于经燃料储箱喷出并通过点火器点燃，传热器靠近点火器设置，并用于将液体燃料燃烧产生热量以及固体燃料融化后燃烧产生的热量传递至固体燃料并对固体燃料加热。该固液混合火箭发动机启动装置能够显著提高发动机的能量密度和燃烧性能。
16	一种火箭发动机管路制作工艺及火箭发动机管路	CN202010926086.6	2019-09-10	CN112178298A	2021-01-05	杨正; 张春林; 朱景文; 曾诚; 孟鹏; 裴曦; 严伟
本发明公开了一种火箭发动机管路制作工艺及火箭发动机管路，主要包括：建立火箭发动机管路的三维模型；获取实际火箭发动机产品的管路接口位置的特征坐标；根据所述特征坐标对火箭发动机管路的三维模型进行工艺参数修正，使所述三维模型中的对应位置与所述特征坐标一致；按照修正后的火箭发动机管路的三维模型生产火箭发动机的实际管路，同现有技术相比，该发明设计合理，可以提高工作效率和管路装配质量。
17	液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机	CN202110219212.9	2021-02-26	CN113006970B	2022-05-27	李军; 李纯飞; 宋金帅; 闫旭; 李欢; 刘磊
本发明提供一种液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，其包括具有回转体结构的内壁；套设在内壁上的过渡段，过渡段开设有流道；过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与内壁之间设置有连通内腔和燃烧室的流通间隙；套设在过渡段上的外壁，外壁与过渡段之间设置有与流道连通外腔；其中，过渡段上开设有多个与所述内腔内壁相切的切向孔，切向孔连通外腔和内腔。本发明所述的液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀及，燃烧室下游冷却效果好的优点。
18	一种单向阀、火箭发动机增压系统及火箭发动机	CN202111411260.4	2021-11-25	CN114060574A	2022-02-18	范宇; 王喜良; 任志彬; 陈涛; 李莹; 杨永刚; 刘耀林; 李欢; 张思远
本发明公开了一种单向阀、火箭发动机增压系统及火箭发动机。单向阀包括导向筒、阀体和阀芯。导向筒具有敞口端和闭口端，还具有由闭口端向敞口段过渡的第一凸台；阀体与导向筒外壁连接形成主腔，还具有与主腔连通的进口通道和出口通道；阀芯轴向横截面为T型，直径小的一端为连接端，直径大的一端为施力端，连接端通过弹性件移动设置于导向筒内的第一凸台，施力端用于在弹性件的作用下密封进口通道。闭口端与弹性件之间形成排放腔，并在导向筒形成排放腔的部分设置泄漏口，用于排出由主腔泄漏至排放腔的介质。其中，在施力端密封进口通道状态下，施力端厚度方向上的两个面与主腔接触的面积相同，以防止阀门在反向接通高压介质时被打开。
19	一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机	CN202110542934.8	2021-05-19	CN113431710A	2021-09-24	李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 薛海龙
本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。
20	液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机	CN202110219212.9	2021-02-26	CN113006970A	2021-06-22	李军; 李纯飞; 宋金帅; 闫旭; 李欢; 刘磊
本发明提供一种液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，其包括具有回转体结构的内壁；套设在内壁上的过渡段，过渡段开设有流道；过渡段与内壁之间设置有内腔；过渡段与内壁之间设置有连通内腔和燃烧室的流通间隙；套设在过渡段上的外壁，外壁与过渡段之间设置有与流道连通外腔；其中，过渡段上开设有多个与所述内腔内壁相切的切向孔，切向孔连通外腔和内腔。本发明所述的液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机，具有冷却液膜分布均匀及，燃烧室下游冷却效果好的优点。

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