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
81	截止阀和液体火箭发动机	CN202311221726.3	2023-09-21	CN117267016A	2023-12-22	何海涛; 陈苗; 胡锐; 赵承卓; 朱崇涛; 胡兆华; 罗庶; 卢安军; 成勇
本申请涉及航天工程的技术领域，尤其涉及一种截止阀和液体火箭发动机。其中，所述截止阀包括截止阀本体，截止阀本体开设有放置腔、入口、第一介质通道和第二介质通道，其中，第一介质通道连通于入口，第二介质通道通过放置腔连通于第一介质通道；阀杆，可活动地设置于放置腔；阀芯，连接于阀杆；其中，在阀杆带动阀芯移动到第一位置的情况下，第一介质通道开启，第二介质通道关闭；在阀杆带动阀芯移动到第二位置的情况下，第一介质通道关闭，第二介质通道开启；调节部，设置于放置腔，在第一介质通道开启的情况下，通过调节部调节从入口输送至第一介质通道的液体介质流量。使得截止阀兼备调节液体介质流量的功能，提高截止阀集成度。
82	液体火箭发动机用电磁阀	CN202110428482.0	2021-04-21	CN113202962A	2021-08-03	胡森; 庞宠; 李强
本发明公开了一种液体火箭发动机用电磁阀，包括中空结构的壳体，带有锥面的阀芯安装在壳体内部，线圈缠绕在壳体上，罩壳套在线圈外部，所述的阀芯内部设置有流体通道，阀芯一端轴向安装弹簧，弹簧另一端与壳体固定，阀芯带有锥面一端与阀座相连，阀座的另一端与座盘相连，阀座的一端带有凸起，挡环套在凸起上，阀座上安装胶圈，用于与壳体密封。(1)结构简单，零件少，工作可靠；(2)阀芯上带有锥面，密封时可以自动找正；(3)导线直接缠绕在壳体上，增加了散热面积，并且壳体内腔有流体冷却作用，使得线圈温升不大；(4)可用法兰式结构直接装配，不但连接可靠，同时减少了电磁阀后容腔，有助于减少配套产品的使用冲量。
83	火箭发动机试验台水系统	CN201910043453.5	2019-01-17	CN109708897A	2019-05-03	俞南嘉; 张欣宇; 王鹏程; 张彤阳
本申请提供了一种火箭发动机试验台水系统，包括：泵压式水系统以及挤压式水系统，泵压式水系统设置有第一水罐、第一出水管道以及发动机，第一水罐的出水口与第一出水管道的一端连接，第一出水管道的另一端连接发动机的进水口，第一出水管道靠近第一水罐出水口的一端依次设置有第一管道水流控制阀和第二管道水流控制阀；挤压式水系统的设置有第二水罐、第二进水管道以及第二出水管道，第二进水管道的一端连接第二水罐的进水口，第二进水管道的另一端连接在第一水罐出水口与第一管道水流控制阀之间；第二出水管道的一端连接第二管道水流控制阀和发动机之间；第二进水管道上设置有第三管道水流控制阀，第二出水管道上设置有第四管道水流控制阀。
84	火箭发动机柔性限位装置	CN201811287552.X	2018-10-31	CN109339982A	2019-02-15	佟显义; 汤崭; 徐微
本发明涉及一种火箭发动机柔性限位装置，包括下滑道、上滑道、顶杆、立支撑杆、支架底板、支架、耳帽、下定位环、减震石棉垫及上定位环，上滑道滑动设置在下滑道上，顶杆的底端与上滑道固定连接，顶杆的上端连接立支撑杆，立支撑杆的顶端连接支架，立支撑杆和支架之间设置支架底板，支架的顶端通过耳帽与下定位环连接，下定位环的上方连接上定位环，下定位环与上定位环的内表面设置减震石棉垫。本发明限制发动机喷管摆动，但不影响测量发动机的轴向推力，通过上下调节支架的伸缩高度和前后调节限位器滑动距离的方式，可适用多种型号火箭发动机热试试验的喷管喉部限位。
85	一种固液姿控火箭发动机	CN201610562147.9	2016-07-15	CN106194502B	2018-03-02	田辉; 何凌飞; 张源俊; 孙兴亮; 赵博
本发明公开一种固液姿控火箭发动机，包括：氧化剂输送系统、直动式电磁阀、蜂窝式催化床、燃烧室与喷管。输送系统采用氮气挤压式供给过氧化氢，由直动式电磁阀控制过氧化氢的供给量，使得固液姿控发动机能够快速响应；采用蜂窝式催化床催化，氧化剂分解产生高温氧气，通过喷注面板进入燃烧室；端燃药柱中间开有6个通道，高温氧气经过这些通道到达药柱断面，与HTPB分解的产物1‑3丁二烯发生燃烧反应，发动机开始工作。本发明采用双模式工作，兼具了单组元姿控发动机结构简单、可靠性高和双组元姿控发动机比冲高、开关迅速的优点；且结构简单、成本低、安全性好、环保性好。
86	一种固体助推火箭发动机	CN201610335456.2	2016-05-19	CN105971767A	2016-09-28	史丰雨; 陈曦; 曾金桥; 刘浚榕; 吕磊; 吴刚; 王菲; 余永春; 陈永钊
本发明公开了一种固体助推火箭发动机，包括前壳体和后壳体，后壳体安装有喷管和点火器，前壳体的前部设有前挡药板，后壳体内靠点火器处设有后挡药板，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂。该固体助推火箭发动机在多个产品进行了应用，已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。此种结构简单，设计合理，可靠性高，具有实用价值。
87	一种空气涡轮火箭发动机	CN202210012684.1	2022-01-06	CN114991995A	2022-09-02	孙雨航; 宋佳文; 罗世彬; 刘俊; 李珺
本发明公开了一种空气涡轮火箭发动机，包括脉冲爆震系统以及具有压气机和混合室的吸气式发动机系统，所述脉冲爆震系统设置有脉冲爆震燃烧室、燃气涡轮和富燃燃气输送管道，所述燃气涡轮与所述压气机相连，所述富燃燃气输送管道连通所述脉冲爆震燃烧室和所述混合室。上述空气涡轮火箭发动机，利用脉冲爆震燃烧室出口燃气高温、高压的特点，实现燃气涡轮的高效工作。
88	一种固液姿控火箭发动机	CN201610562147.9	2016-07-15	CN106194502A	2016-12-07	田辉; 何凌飞; 张源俊; 孙兴亮; 赵博
本发明公开一种固液姿控火箭发动机，包括：氧化剂输送系统、直动式电磁阀、蜂窝式催化床、燃烧室与喷管。输送系统采用氮气挤压式供给过氧化氢，由直动式电磁阀控制过氧化氢的供给量，使得固液姿控发动机能够快速响应；采用蜂窝式催化床催化，氧化剂分解产生高温氧气，通过喷注面板进入燃烧室；端燃药柱中间开有6个通道，高温氧气经过这些通道到达药柱断面，与HTPB分解的产物1-3丁二烯发生燃烧反应，发动机开始工作。本发明采用双模式工作，兼具了单组元姿控发动机结构简单、可靠性高和双组元姿控发动机比冲高、开关迅速的优点；且结构简单、成本低、安全性好、环保性好。
89	一种固体燃料火箭发动机	CN201010200277.0	2010-06-09	CN101915182B	2013-05-22	张建华
本发明涉及一种固体燃料火箭发动机，包括：壳体；推进剂，其置放于所述壳体中，且包括多个燃料球芯块；喷嘴组，其与所述壳体结合，且包含数个独立喷嘴，所述数个独立喷嘴在具有中心轴线的轴向对称形状的中心体周围分布成环状；球芯块支撑体，其为中空结构，且设置在所述壳体的中间，从而将所述多个燃料球芯块限制在所述球芯块支撑体和所述壳体之间的燃烧室中；其中，所述球芯块支撑体表面上具有贯穿至所述球芯块支撑体中空内部的喷孔体，以允许燃料球芯块燃烧产生的气体通过所述喷孔体流至喷嘴，同时防止燃料球芯块通过喷嘴组排出或堵塞喷嘴组。
90	一种固体燃料火箭发动机	CN201010200277.0	2010-06-09	CN101915182A	2010-12-15	张建华
本发明涉及一种固体燃料火箭发动机，包括：壳体；推进剂，其置放于所述壳体中，且包括多个燃料球芯块；喷嘴组，其与所述壳体结合，且包含数个独立喷嘴，所述数个独立喷嘴在具有中心轴线的轴向对称形状的中心体周围分布成环状；球芯块支撑体，其为中空结构，且设置在所述壳体的中间，从而将所述多个燃料球芯块限制在所述球芯块支撑体和所述壳体之间的燃烧室中；其中，所述球芯块支撑体表面上具有贯穿至所述球芯块支撑体中空内部的喷孔体，以允许燃料球芯块燃烧产生的气体通过所述喷孔流至喷嘴，同时防止燃料球芯块通过喷嘴组排出或堵塞喷嘴组。
91	涡旋喷注器及火箭发动机	CN202210650848.3	2022-06-09	CN114962072A	2022-08-30	俞南嘉; 李天文; 蔡国飙; 赵亚明; 韩树焘; 周闯; 赵增
本发明提供了一种涡旋喷注器及火箭发动机，涉及喷注器技术领域，包括：喷注器主体、移动活塞和弹性构件；当推进剂流量增大时，集液腔内的压力增加，推进剂挤压移动活塞，弹性构件压缩，集液腔内推进剂对移动活塞的压力和弹性构件对移动活塞的支撑力达到平衡时，移动活塞在新流量状态下处于稳定状态，从而改变了推进剂进入到旋流通道的总面积，达到了控制喷注性能的目的，实现对不同介质流量的适应，始终维持一个较为稳定的喷注状态，缓解了现有技术中存在的涡流式喷注器流量调节为阶跃式调节，无法适用于变推力液体火箭发动机，无法在大范围流量变化的条件下维持液体推进剂喷注性能的稳定的技术问题。
92	一种新型液体火箭发动机	CN202110273166.0	2021-03-15	CN112901372A	2021-06-04	唐虎
本发明公布了一种新型液体火箭发动机，包括：一个推力室，多个氧化剂泵，与氧化剂泵相同数量的燃料泵，与氧化剂泵相同数量的氧化剂副阀，与氧化剂泵相同数量的燃气发生器，与氧化剂泵相同数量的燃料副阀，与氧化剂泵相同数量的氧化剂主阀，与氧化剂泵相同数量的燃料主阀，与氧化剂泵相同数量的起动器，与氧化剂泵相同数量的涡轮，其中每个氧化剂泵与一个燃料泵及一个涡轮串联成一套涡轮泵；上述对应的发动机采用自燃推进剂，当采用非自燃推进剂时，推力室还需要增加一个点火器，每个燃气发生器也需要增加一个点火器。该发动机采用一个大推力室，提供多个小推力室一样的推力，大幅减小整个系统的体积，提高火箭箭体的空间利用率。
93	一种固体燃料火箭发动机	CN201410013228.4	2014-01-01	CN104747319B	2019-05-21	冯石文
一种固体燃料火箭发动机1，先将固体燃料制成小球粒，再在小球粒上复制一层膜，完全复盖燃料，后洗涤，干燥。2，发动机由点火器，灭火洗涤装置，吸水棉刷，导轨盘，导轨槽，活塞，连杆，药箱，药仓入口，喷口，喷头外壳，仓体，缸体，导轨槽钉组成。导轨盘固定不转动，上有一闭合的导轨槽，随缸体着旋转，导轨槽推动活塞作向心方向运动，药物进入缸内，继续旋转，导轨槽推动活塞作离心方向运动，将药物推出缸内，进入喷口，在点火器点燃，而发生爆燃。继续旋转，经过灭火洗涤，吸水，擦拭，继续旋转完成一周，周而复始，即隔离喷口和药仓通道，又将药物不断送进喷口发生爆燃。用于超高音速火箭和飞机。
94	推力调节阀及火箭发动机	CN201811604892.0	2018-12-26	CN109519304A	2019-03-26	不公告发明人
本发明涉及火箭发动机领域，具体提供了一种推力调节阀及火箭发动机。推力调节阀设于燃气发生器上游，用以调节发动机推力，其包括：第一阀芯，设有第一节流孔；和第二阀芯，设有第二节流孔，第一阀芯和第二阀芯相对运动以使第一节流孔和第二节流孔具有重合部分且重合部分的面积连续变化，推进剂经重合部分流出，通过改变重合部分的面积以对流过重合部分的推进剂流量进行调节。本发明的推力调节阀对发动机推力调节的范围大、精度高、平稳性更好。
95	一种固体助推火箭发动机	CN201610335456.2	2016-05-19	CN105971767B	2018-08-24	史丰雨; 陈曦; 曾金桥; 刘浚榕; 吕磊; 吴刚; 王菲; 余永春; 陈永钊
本发明公开了一种固体助推火箭发动机，包括前壳体和后壳体，后壳体安装有喷管和点火器，前壳体的前部设有前挡药板，后壳体内靠点火器处设有后挡药板，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂。该固体助推火箭发动机在多个产品进行了应用，已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。此种结构简单，设计合理，可靠性高，具有实用价值。
96	一种火箭发动机推进系统	CN201610949710.8	2016-10-28	CN106438250A	2017-02-22	邵玉君
为解决现有火箭发动机主要以液氧煤油火箭发动机和氢氧发动机为主，火箭发动机比冲小，能源利用率低，推力不足的问题，本发明提出一种火箭发动机推进系统，该系统包括但不限于能量收集系统、能量存储系统、带电粒子存储系统、加热加压系统和喷嘴系统。能量收集系统可以收集太阳辐射能量、宇宙射线能量、引力波能量及其他电磁能量。通过火箭发动机利用能量收集、存储系统，可以有效扩展能量来源通道，有效提高了能量利用效率，通过粒子加速器对带电粒子的加速形成高速粒子流，可以大大增强火箭发动机的比冲和主推力，从而不断满足深空探索、载人航天、高荷载卫星、空间站建设、航天器飞行对高比冲、高推力、高持续时间的运载火箭的需求。
97	一种固体燃料火箭发动机	CN201410013228.4	2014-01-01	CN104747319A	2015-07-01	冯石文
一种固体燃料火箭发动机1，先将固体燃料制成小球粒，再在小球粒上复制一层膜，完全复盖燃料，后洗涤，干燥。2，发动机由点火器，灭火洗涤装置，吸水棉刷，导轨盘，导轨槽，活塞，连杆，药箱，药仓入口，喷口，喷头外壳，仓体，缸体，导轨槽钉组成。导轨盘固定不转动，上有一闭合的导轨槽，随缸体着旋转，导轨槽推动活塞作向心方向运动，药物进入缸内，继续旋转，导轨槽推动活塞作离心方向运动，将药物推出缸内，进入喷口，在点火器点燃，而发生爆燃。继续旋转，经过灭火洗涤，吸水，擦拭，继续旋转完成一周，周而复始，即隔离喷口和药仓通道，又将药物不断送进喷口发生爆燃。用于超高音速火箭和飞机。
98	气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统	CN201710792060.5	2017-09-05	CN107587954A	2018-01-16	蔡国飙; 刘炳阳; 张源俊; 戚亚群; 梁桐
本发明涉及火箭发动机推进剂输送系统领域，尤其是涉及了一种气氧煤油火箭发动机增压输送系统及小型火箭发动机推进剂供给系统，增压输送系统包括氧供给系统、燃油供给系统和吹除系统；氧供给系统包括氧贮箱阀门组件、第一截止阀、第一单向阀和第二单向阀；氧贮箱阀门组件、第一截止阀和第一单向阀通过管路依次连通，第二单向阀与吹除系统相连通，第一单向阀的出口与第二单向阀的出口通过同一管路与推力室相连接；燃油供给系统通过与吹除系统相连接后经过管路进入推力室。本方案与液氧煤油火箭推进剂输送系统相比，不需要考虑增压系统气液相变、输送系统低温两相流、发动机预冷等复杂设计，这也使得系统结构的复杂程度和质量将大大降低。
99	火箭发动机喷注器壳体模块	CN201811420743.9	2018-11-27	CN109653901B	2021-05-04	陈明亮; 付华林; 陈师; 姚锋; 陈夏超; 殷艳媚; 郑涛斌
本发明提供了一种火箭发动机喷注器壳体模块，本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器壳体模块结构，可以实现发动机产品模块化集成。依据本发明的喷注器壳体模块结构包括动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部。本发明具有以下优点：1)发动机产品可模块化集成，结构紧凑，外形美观；2)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护；3)可减少发动机零件数量，进而提升发动机固有可靠性；4)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节。
100	一种马达西奇火箭发动机女愧彭PD-7S高可靠性火箭发动机数据链系统	CN202311725905.0	2023-12-14	CN117703623A	2024-03-15	杜鸿冰
本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种马达西奇火箭发动机女愧彭PD‑7S高可靠性火箭发动机数据链系统，包括采集模块、控制模块和执行模块，采集模块监测火箭推力、燃料燃烧状态、环境条件等信息；控制模块根据采集模块采集的数据，结合预设的控制算法，实现对火箭推力的精确控制；执行模块根据控制模块的指令，调整火箭推力。实现对火箭推力的精确控制，提高了火箭发射的成功率。控制模块采用先进的数字信号处理器和人工智能算法，具有自适应学习能力，能够适应各种复杂环境下的发射需求。通过对燃料燃烧状态的实时监测和反馈，提高了燃料的利用率，降低了发射成本。有助于推动航天技术的发展，具有重要的应用价值和推广前景。

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