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
21	一种火箭发动机	CN202310634996.0	2023-05-31	CN116537973A	2023-08-04	邓永锋; 李佳楠; 张凯宏; 马英超; 梁树强; 隋禄涛
本发明公开一种火箭发动机，涉及航天发动机技术领域，用于提升对身部的冷却作用，确保发动机性能。火箭发动机包括头部和身部，身部具有第一腔体。头部具有用于通入第一推进剂的第一流道，第一流道与第一腔体连通。头部还具有用于通入第二推进剂的第二流道，头部内设置有用于容纳第二推进剂的第二腔体，头部开设有缝隙。身部上设置有第三流道，第三流道与第二流道连通。身部具有第四流道，第四流道与第三流道连通，第四流道与第二腔体连通。第二腔体具有第一输出口和第二输出口，第一输出口与缝隙连通，第二输出口与第一腔体连通。火箭发动机还包括点火器，点火器用于使第一推进剂和第二推进剂在第一腔体内发生燃烧反应。
22	一种火箭发动机	CN201811129627.1	2018-09-27	CN109296474A	2019-02-01	杨威; 胡向柏; 谌忠庭; 胡方红; 杨敬贤; 李海涛; 王彬平; 张汉秀
本发明适用于航空航天技术领域，提供了一种火箭发动机，包括：头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料连接管路、燃料入口，发动机燃烧部、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道，头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料入口、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道一体化成型设计；氧化剂入口和燃料入口形成在头部喷注器上，头部法兰形成在头部喷注器的周边，头部喷注器与发动机燃烧部连通，发动机燃烧部与发动机喉部连通，发动机喉部与发动机扩散段连通，发动机机身冷却流道形成在发动机燃烧部上且通过燃料管路与发动机头部喷注器连接。解决了冷却流道形状复杂、头部零件过多、喷注器喷注流道复杂难以加工成型等难题。
23	一种火箭发动机导管的制备方法及火箭发动机管路	CN201910846130.X	2019-09-09	CN110765570B	2020-10-27	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导管的制备方法及火箭发动机管路，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。
24	一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机	CN202010452248.7	2020-05-26	CN111664257A	2020-09-15	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结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述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所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。
25	火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室	CN202010495138.9	2020-06-03	CN111633339A	2020-09-08	杨瑞康; 袁宇; 宣智超; 黄乐; 周涛; 韩建业
本发明公开了一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，包含：提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。同现有技术相比，具有操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用，有利于火箭发射。
26	一种火箭发动机	CN201710515148.2	2017-06-29	CN107091169A	2017-08-25	史丰雨; 吴斌; 曹本钊; 吕磊; 余永春
本发明公开了一种火箭发动机，包括喷管，喷管外部为喷管壳体，其内依次设置收敛段、喉衬及扩张段；收敛段采用二次收敛结构。所述收敛段、喉衬和扩张段与喷管壳体之间采用胶黏剂粘接。二次收敛结构中，第一次收敛时，收敛半角为60°，第二次收敛时，收敛半角为12°。所述扩张段为小扩张角长锥形结构，扩张半角为1.5°。本发明的外结构仍然为长尾喷管构型，可减小燃气进入喉衬前的热损失，长尾段设置在喉衬之后，但又不同于超音速长尾段，使用小扩张角长锥形扩张段代替超音速长尾段，可以大幅降低喉衬之后超音速流的摩擦损失。
27	新型火箭发动机	CN201610374172.4	2016-05-31	CN105822459A	2016-08-03	许智远; 胡泽雄; 许起东
本发明涉及新型火箭发动机，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。
28	火箭发动机喷管	CN96199968.3	1996-02-12	CN1078665C	2002-01-30	扬·海冈德; 拉尔斯·乌洛夫·佩卡里
本发明涉及一种其出口部分沿轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管，为了对喷管出口内发生的气流分离加以控制，上述出口部分沿轴向截面有一个变化的半径。
29	火箭发动机喷管	CN96199968.3	1996-02-12	CN1209189A	1999-02-24	扬·海冈德; 拉尔斯-乌洛夫·佩卡里
本发明涉及一种其出口部分沿轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管,为了对喷管出口内发生的气流分离加以控制,上述出口部分沿轴向截面有一个变化的半径。
30	一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机	CN202010452248.7	2020-05-26	CN111664257B	2021-09-14	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结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述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所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。
31	火箭发动机的气动组合阀、火箭发动机及运载火箭	CN202110021129.0	2021-01-08	CN112343734A	2021-02-09	刘百奇; 赵昶; 刘建设
本申请实施例提供了一种火箭发动机的气动组合阀、火箭发动机及运载火箭。该火箭发动机的气动组合阀，包括：阀盖、阀体、第一移动组件和第二移动组件；阀盖与阀体围合形成腔室；腔室容纳第一移动组件的第一部分和第二移动组件的第一部分；阀体包括第一阀体部和第二阀体部；第一阀体部具有第一通道，第一移动组件穿过第一通道；第二阀体部具有第二通道，第二移动组件穿过第二通道；第一移动组件、第二移动组件用于分别使得第一通道、第二通道截止；第一移动组件用于带动第二移动组件移动，使得第一通道和第二通道都导通。本申请实施例通过一个气动组合阀可以控制燃料和氧化剂进入燃气发生器燃烧，有利于运载火箭的轻量化设计和结构的简化。
32	一种火箭发动机导管的制备方法及火箭发动机管路	CN201910846130.X	2019-09-09	CN110765570A	2020-02-07	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导管的制备方法及火箭发动机管路，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。
33	喷管及火箭发动机	CN202310183308.3	2023-03-01	CN116044617A	2023-05-02	李伟; 刘百奇; 张胜敏; 杨向明; 杨乐; 肖波; 刘建设
本申请实施例提供了一种喷管及火箭发动机。在本申请实施例提供的喷管中，在火箭发动机的助推阶段，控制阀的第一通孔与喉衬的第一通道连通，使得燃烧室产生的气流通过喷管喷出，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通，能够阻止燃烧室产生的气流喷出，从而能够改变火箭发动机的推力，使得火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，进而能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。
34	一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法	CN202310000411.X	2023-01-03	CN115839287B	2023-05-09	孙伟为; 布向伟; 彭昊旻; 黄帅; 宋文峰; 邢春雷
本发明公开了一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法，属于火箭发动机技术领域，一种火箭发动机自毁装置包括引爆器功能组件和爆炸器功能组件；所述引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段内壁上；所述结构舱段上包括贯通其侧壁的操作口；所述引爆器功能组件与所述操作口的最大距离不超过人手臂的长度；所述爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体上。一种火箭发动机包括能够火箭发动机自毁装置。一种火箭组装方法，在火箭发动机与结构舱段完成装配后，通过操作口对设置于结构舱壁的安全机构和起爆器进行电缆连接。本发明能够在保证安全性的前提下，提高了自毁装置与电缆网连接操作的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。
35	一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机	CN202110003246.4	2021-01-04	CN112797184A	2021-05-14	王喜良; 陈涛; 任志彬; 张思远; 李莹; 刘耀林; 李欢; 范宇; 杨永刚; 薛海龙; 张航
本发明提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机。气动阀机构包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，壳体内侧具有供气体或者液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，壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道。密封件用以对阀芯与壳体内壁进行密封。所述阀芯的端部沿垂直所述阀芯的轴向方向相切所得截面的外形为圆形，且向所述阀盖侧方向上各圆形的直径逐渐变大。阀门工作时，所述控制通道通过控制气，推动所述阀芯向阀盖侧运动，以打开所述第一介质入口，实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。与现有技术相比，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠。
36	火箭发动机喷注结构、喷注装置、火箭发动机及火箭	CN201910040794.7	2019-01-16	CN109653902A	2019-04-19	不公告发明人
本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种适用于液体火箭发动机的火箭发动机喷注结构、喷注装置、火箭发动机及火箭。所述火箭发动机喷注结构中的内喷嘴结构具有周向分布的内壁结构，内壁结构向外一体延伸并形成外壁结构，喷注结构在内壁结构与延伸出的外壁结构之间形成环绕内喷嘴结构的环形腔，环形腔内开设有外进口，并具有与内喷口同向的外喷口，进而环形腔可以起到一个类似外喷嘴结构的作用，在实现火箭发动机中的氧化剂和燃料雾化并混合的同时，环形腔由内喷嘴的内壁结构向外一体延伸形成，避免了现有的内喷嘴结构和外喷嘴结构采用焊接的方式出现焊缝的情形，减小了喷注器中焊接的使用，提升了喷注器的质量和成品率。
37	一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机	CN202110003246.4	2021-01-04	CN112797184B	2022-02-01	王喜良; 陈涛; 任志彬; 张思远; 李莹; 刘耀林; 李欢; 范宇; 杨永刚; 薛海龙; 张航
本发明提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机。气动阀机构包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，壳体内侧具有供气体或者液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，壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道。密封件用以对阀芯与壳体内壁进行密封。所述阀芯的端部沿垂直所述阀芯的轴向方向相切所得截面的外形为圆形，且向所述阀盖侧方向上各圆形的直径逐渐变大。阀门工作时，所述控制通道通过控制气，推动所述阀芯向阀盖侧运动，以打开所述第一介质入口，实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。与现有技术相比，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠。
38	密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机	CN202110559615.8	2021-05-21	CN112983881B	2021-09-17	不公告发明人
本申请提供了一种密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机，该密封口环包括：内环和套接在内环外部的外环，内环的内侧壁用于套设在泵轮的凸肩位置，外环的外侧壁用于与泵壳间隙配合；内环沿周向设有若干滚珠孔，滚珠孔内布置有滚珠；滚珠孔远离外环的一端的直径小于滚珠的直径，滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，以使得滚珠的一部分外露于滚珠孔的外部。本申请提供的密封口环，在流体膜承载力不足时，密封口环在重力的作用下与泵轮接触，由于滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，使得滚珠的一部分外露并与泵轮滚动接触，减小了密封口环与泵轮的磨损，提升了泵轮与泵壳之间的密封效果，从而增加离心泵的可靠性和运行效率。
39	密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机	CN202110559615.8	2021-05-21	CN112983881A	2021-06-18	不公告发明人
本申请提供了一种密封口环、液体火箭发动机离心泵及液体火箭发动机，该密封口环包括：内环和套接在内环外部的外环，内环的内侧壁用于套设在泵轮的凸肩位置，外环的外侧壁用于与泵壳间隙配合；内环沿周向设有若干滚珠孔，滚珠孔内布置有滚珠；滚珠孔远离外环的一端的直径小于滚珠的直径，滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，以使得滚珠的一部分外露于滚珠孔的外部。本申请提供的密封口环，在流体膜承载力不足时，密封口环在重力的作用下与泵轮接触，由于滚珠孔沿内环径向的深度小于滚珠的直径，使得滚珠的一部分外露并与泵轮滚动接触，减小了密封口环与泵轮的磨损，提升了泵轮与泵壳之间的密封效果，从而增加离心泵的可靠性和运行效率。
40	组合式火箭发动机	CN201510853470.7	2015-11-30	CN105257429A	2016-01-20	王兵; 谢峤峰
本发明提供了一种组合式火箭发动机，包括外壳、固定导向柱、爆震发动机、外进气道、第二燃烧室及固体药柱。组合式火箭发动机将爆震发动机与固体药柱集成在外壳内，而爆震发动机中燃料及固体药柱的燃烧生成的高温燃气能够大幅度增大产生的推力，进而提高了组合式火箭发动机的热力学效率及动力系统的性能；爆震发动机设置于外壳的前端，缩小了第一燃烧室的尺寸，节省内部空间，简化组合式火箭发动机的结构；节省的内部空间能够增加固体药柱的体积，提升组合式火箭发动机的动力系统的性能；当固体药柱燃尽后，由壳体的出口喷出的高温燃气中的未燃燃料与经由外进气道流入的空气反应燃烧以产生推力，避免燃料的浪费，提高组合式火箭发动机的经济性能。

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