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
121	一种液体火箭发动机整体框架	CN202110104339.6	2021-01-26	CN112943482B	2022-08-12	周江平; 兰晓辉; 潘匡志; 刘文超; 高坤; 薛涵菲; 侯伟韬
本发明提供了一种液体火箭发动机整体框架，解决现有发动机框架采用组合焊接或装配连接的形式，存在结构质量和外轮廓形状相对较大问题。该框架包括精测镜以及一体式加工的上法兰盘、下法兰盘、4个主梁、2个V字形侧梁和2个安装平面；上法兰盘上开设多个第一对接孔，其中2个第一对接孔作为基准定位孔；下法兰盘同轴设在上法兰盘的下方，下法兰盘上开设多个第二对接孔，下法兰盘下表面设有隔热层和对称设的两个定位槽；4个主梁的两端分别与上法兰盘和下法兰盘连接，且4个主梁沿圆周方向均布，2个安装平面和2个V字形侧梁设置在相邻主梁之间，精测镜设置在下法兰盘的外侧，用于作为推力向量表达的基准。
122	一种火箭发动机防热尾舱结构	CN202111098213.9	2021-09-18	CN113606056A	2021-11-05	张亮; 季宝锋; 张毅; 曹亮; 麻永帅; 韩宇; 王杰
本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，包括尾舱本体，尾舱本体上设有用于装配发动机喷管的装配孔，所述尾舱本体上对应装配孔的位置设有压环，压环朝向装配孔中心的一侧设有用于填充发动机喷管与尾舱本体连接处间隙的贴合部，另一侧设置在尾舱本体上，所述尾舱本体上对应装配孔四周的位置设有防热环，防热环上对应压环的位置设有挡火环，挡火环与压环贴合部之间存在填充间隙，填充间隙内设有填料组件。本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，这种尾舱结构具有良好的防火防热性能，可有效防止火箭发动机喷管尾焰影响发动机尾舱内的设备，确保尾舱可以保持持续稳定运行，有利于提高火箭整体的安全性和可靠性。
123	一种液体火箭发动机整体框架	CN202110104339.6	2021-01-26	CN112943482A	2021-06-11	周江平; 兰晓辉; 潘匡志; 刘文超; 高坤; 薛涵菲; 侯伟韬
本发明提供了一种液体火箭发动机整体框架，解决现有发动机框架采用组合焊接或装配连接的形式，存在结构质量和外轮廓形状相对较大问题。该框架包括精测镜以及一体式加工的上法兰盘、下法兰盘、4个主梁、2个V字形侧梁和2个安装平面；上法兰盘上开设多个第一对接孔，其中2个第一对接孔作为基准定位孔；下法兰盘同轴设在上法兰盘的下方，下法兰盘上开设多个第二对接孔，下法兰盘下表面设有隔热层和对称设的两个定位槽；4个主梁的两端分别与上法兰盘和下法兰盘连接，且4个主梁沿圆周方向均布，2个安装平面和2个V字形侧梁设置在相邻主梁之间，精测镜设置在下法兰盘的外侧，用于作为推力向量表达的基准。
124	针栓喷注器及液体火箭发动机	CN202011389048.8	2020-12-02	CN112502857A	2021-03-16	成鹏; 张彬; 白晓; 梁涛; 曹鹏进; 李清廉; 吴继平; 张家奇
本发明涉及一种针栓喷注器及液体火箭发动机。针栓喷注器，包括：面板，面板设有第一内孔；盖体，盖体与面板连接，且盖体设有与第一内孔间隔相对的第二内孔；以及针栓，针栓穿设于第一内孔以及第二内孔，且针栓与第一内孔的孔壁以及第二内孔的孔壁密封配合，针栓、盖体以及面板配合形成集合腔；其中，针栓设有内流通道，且针栓的圆周侧设有与内流通道连通的喷射部，喷射部位于集合腔外，集合腔靠近喷射部的一侧壁设有多个第一喷孔，多个第一喷孔环针栓的轴线均匀间隔设置；针栓包括第一段以及与第一段连接的第二段，第一段与面板以及盖体配合形成集合腔，第二段的圆周侧设有喷射部，第一喷孔与第二段的外侧壁相对。
125	一种火箭发动机综合控制方法	CN202010339725.9	2020-04-26	CN111520256B	2021-01-29	不公告发明人
本公开提供了一种火箭发动机综合控制方法，包括初始运行步骤、指令接收步骤、指令判断步骤、指令执行步骤等，其中，由电动发动机综合控制系统接受、判断并执行指令，若为单路指令，由非周期性指令处理模块执行操作；若为时统信号，由点火时序模块和周期性数据下发模块执行操作。本公开所述的火箭发动机综合控制方法简化了推进剂泵变转速的调节方法，通过调节电机转速，达到改变发动机推力的目的；其中的电动发动机综合控制系统运行在数字信号处理器上，可靠性高，时间控制精度高，可以处理大规模数据下发的接收和处理，且具有较强的可移植性。
126	一种新型氢氧火箭发动机系统	CN201810216348.2	2018-03-16	CN108412637B	2020-04-10	穆桐; 胡长喜; 赵海龙; 佟红宇; 王浩泽; 李洋; 曹红娟; 马晓秋; 刘业奎; 程圣清
本发明公开了一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，氢涡轮泵通过氢主阀与推力室管道连接；氢涡轮泵通过氢涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过氧主阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过补氧阀与补氧燃烧器的一侧管道连接；补氧燃烧器的一端与氧涡轮泵管道连接，补氧燃烧器的另一端通过氧涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接。本发明简化了发动机系统方案，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
127	一种火箭发动机推力测试装置	CN201910546792.5	2019-06-24	CN110220712A	2019-09-10	刘林林; 郭泉; 胡松启
本发明提出一种火箭发动机推力测试装置包括传感器固定台、传感器固定板、传力轴、推力板、导向杆、导向架、动架、定架、板簧、发动机固定板和发动机固定架；在测试装置一端，传感器固定于传感器固定台上；在测试装置另一端，动架通过板簧固定于所述定架的正上方，导向杆为动架的轴向位移起导向作用，并限制动架在其他方向的位移；传力轴固定于动架的正上方，保证传力轴与传感器同轴且不受力接触；实验前测试架是整体式不需要组装，在实验结束后将支撑座安装好，确保板簧在非实验状态下不受力。发动机固定架与动架采用可拆卸固定方式，可以根据实验要求更换不同的发动机，只更换发动机固定架即可适用不同大小的发动机，实现测试装置的通用性。
128	一种火箭发动机外部紧固装置	CN201610969660.X	2016-10-27	CN106499545B	2019-03-01	孙晓娇; 沈铁华; 薛牧遥; 乐浩; 陈振阳
本发明提供一种火箭发动机外部紧固装置，由紧固包带组成，其特征在于，所述紧固包带两端分别设有第一连接端和第二连接端，所述第一连接端和第二连接端上设有相互配合的活动连接装置。本发明提供的火箭发动机外部紧固装置结构简单、可靠实用，用于对销钉连接结构中的销钉进行径向固定，有效地防止配合间隙较大的销钉从销钉孔中脱落；有效地对空空导弹外型面进行气动整形，降低了导弹气动阻力。
129	喷管结构及核火箭发动机系统	CN202211316728.6	2022-10-26	CN115653792A	2023-01-31	赵行斌; 杨思; 庄乃亮; 汤晓斌
本申请公开了一种喷管结构及核火箭发动机系统，其中，喷管结构包括：喷管本体，喷管本体的内壁与外壁之间具有供冷却剂通过的多个再生冷却通道，喷管本体包括第一部分、第二部分以及连接第一部分和第二部分的喉部，第二部分用于与核火箭发动机系统相连；第一扰流组件，设置于第一部分上，位于每个再生冷却通道内，第一扰流组件包括第一底部扰流肋片和第一侧方扰流肋片，第一底部扰流肋片设置于再生冷却通道的底壁，第一侧方扰流肋片设置于再生冷却通道的侧壁，且分布于第一底部扰流肋片沿再生冷却通道长度方向的至少一侧。通过采用本申请，有效提高了再生冷却通道的冷却效果，进而提升了喷管的承热极限。
130	用于火箭发动机的喷射器元件	CN201780030871.X	2017-06-29	CN109416001B	2021-09-28	D.S.帕克; D.P.卡普; F.E.多德
用于液体推进剂火箭发动机的喷射器元件包括氧化剂导管，在氧化剂导管下游与氧化剂导管流体联接的中心腔，至少部分地围绕氧化剂导管并在点火流体供应源下游与点火流体供应源流体联接的第一环，以及至少部分地围绕氧化剂导管并且在燃料供应源的下游与燃料供应源流体地联接的第二环。第二环在第一环和中心腔之间流体联接。
131	一种火箭发动机用防回火喷嘴	CN201611046379.5	2016-11-22	CN106762225B	2018-08-03	吉林; 王子模; 金盛宇; 周海清; 许宏博; 杨芳芳; 关亮
本发明提供了种火箭发动机用防回火喷嘴,包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3),所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间,其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面,所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13),所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32),推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动,由积液腔(11)均配分流,在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点,兼顾防回火和高效燃烧功能,适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
132	氢氧火箭发动机商用运载火箭	CN03140832.X	2003-06-05	CN1487186A	2004-04-07	王雪松
氢氧火箭发动机商用运载火箭是一种，结构简单，可靠性高的运载火箭系统。其主要结构由载荷舱、高能上能级、氢氧火箭发动机基础级、两部横向捆绑在基础级两侧的可分方式推进剂贮箱，两部液体火箭发动机助推器组成其主要应用于地球静止轨道的科学仪器和商用载荷的发射。
133	一种火箭发动机防热尾舱结构	CN202111098213.9	2021-09-18	CN113606056B	2022-07-12	张亮; 季宝锋; 张毅; 曹亮; 麻永帅; 韩宇; 王杰
本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，包括尾舱本体，尾舱本体上设有用于装配发动机喷管的装配孔，所述尾舱本体上对应装配孔的位置设有压环，压环朝向装配孔中心的一侧设有用于填充发动机喷管与尾舱本体连接处间隙的贴合部，另一侧设置在尾舱本体上，所述尾舱本体上对应装配孔四周的位置设有防热环，防热环上对应压环的位置设有挡火环，挡火环与压环贴合部之间存在填充间隙，填充间隙内设有填料组件。本发明提供了一种火箭发动机防热尾舱结构，这种尾舱结构具有良好的防火防热性能，可有效防止火箭发动机喷管尾焰影响发动机尾舱内的设备，确保尾舱可以保持持续稳定运行，有利于提高火箭整体的安全性和可靠性。
134	一种空气涡轮火箭发动机系统	CN202210013224.0	2022-01-06	CN114320666A	2022-04-12	宋佳文; 罗世彬; 孙雨航; 刘俊; 李珺
本发明公开了一种空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，燃烧室的燃料入口与燃料输送系统相连，燃烧室的进风口与助燃气系统相连，进风口设有用以阻止燃烧产物从进风口排出的进气阀。燃料和助燃气体在燃烧室内混合并燃烧，进风口设有进气阀，燃烧过程中进气阀关闭，燃料燃烧近似于等容加热过程。当循环吸热量一定时，等容循环的放热量要小于传统燃烧室等压循环的放热量。因此，空气涡轮火箭发动机系统的理想循环功更大，循环的热效率更高，因而可提高空气涡轮火箭发动机系统单位推力和比冲。
135	一种火箭发动机综合控制方法	CN202010339725.9	2020-04-26	CN111520256A	2020-08-11	不公告发明人
本公开提供了一种火箭发动机综合控制方法，包括初始运行步骤、指令接收步骤、指令判断步骤、指令执行步骤等，其中，由电动发动机综合控制系统接受、判断并执行指令，若为单路指令，由非周期性指令处理模块执行操作；若为时统信号，由点火时序模块和周期性数据下发模块执行操作。本公开所述的火箭发动机综合控制方法简化了推进剂泵变转速的调节方法，通过调节电机转速，达到改变发动机推力的目的；其中的电动发动机综合控制系统运行在数字信号处理器上，可靠性高，时间控制精度高，可以处理大规模数据下发的接收和处理，且具有较强的可移植性。
136	一种火箭发动机微力测量装置	CN201910014202.4	2019-01-08	CN109632171A	2019-04-16	胡广琳; 雷海; 胡鑫; 王茂森; 庞海洋
本发明公开了一种火箭发动机微力测量装置，包括定架，定架上固定有承力墩和气浮小位移装置，承力墩上滑动连接有加力装置，气浮小位移装置上固定有传力框和发动机固定单元，传力框一侧的外壁和内壁上分别连接有力传感器一和力传感器二，传力框上还固定有传力标定架，传力标定架一端位于传力框内，传力标定架另一端与加力装置传动连接，加力装置、力传感器一、传力框、传力标定架、力传感器二的中心线位于同一条直线上。本发明集试验工装，数据采集与处理为一体，试车时，发动机按所要求的试验状态固定在测量装置上，对实时数据进行采集并分析处理，比对设计任务书，对发动机的性能、精度、可靠性等进行评定，暴露问题，从而为改进设计指出方向和途径。
137	用于火箭发动机的喷射器元件	CN201780030871.X	2017-06-29	CN109416001A	2019-03-01	D.S.帕克; D.P.卡普; F.E.多德
用于液体推进剂火箭发动机的喷射器元件包括氧化剂导管，在氧化剂导管下游与氧化剂导管流体联接的中心腔，至少部分地围绕氧化剂导管并在点火流体供应源下游与点火流体供应源流体联接的第一环，以及至少部分地围绕氧化剂导管并且在燃料供应源的下游与燃料供应源流体地联接的第二环。第二环在第一环和中心腔之间流体联接。
138	火箭发动机的启动方法和火箭	CN202311296338.1	2023-10-09	CN117028076B	2024-01-09	周月荣; 刘百奇; 张少丹; 刘建设; 常志鹏; 于浩; 何建华; 王振华; 孙国伟; 崔品
本发明提供一种火箭发动机的启动方法和火箭。所述火箭设有多个发动机，多个所述发动机均相互并联；所述启动方法包括：获取火箭的第一参数信息和发动机的第二参数信息；根据火箭的第一参数信息和发动机的第二参数信息，对所有所述发动机进行分组；确定不同组之间的启动顺序，并按照所述启动顺序依次启动各个发动机组，且单个发动机组内的所有发动机均同时启动。本发明提供一种火箭发动机的启动方法和火箭，可以降低箭上对启动发动机的供电要求，给火箭控制系统判断发动机状态提供了机会，可以对出现的问题进行相应的处理，提高火箭发射可靠性。
139	火箭发动机的启动方法和火箭	CN202311296338.1	2023-10-09	CN117028076A	2023-11-10	周月荣; 刘百奇; 张少丹; 刘建设; 常志鹏; 于浩; 何建华; 王振华; 孙国伟; 崔品
本发明提供一种火箭发动机的启动方法和火箭。所述火箭设有多个发动机，多个所述发动机均相互并联；所述启动方法包括：获取火箭的第一参数信息和发动机的第二参数信息；根据火箭的第一参数信息和发动机的第二参数信息，对所有所述发动机进行分组；确定不同组之间的启动顺序，并按照所述启动顺序依次启动各个发动机组，且单个发动机组内的所有发动机均同时启动。本发明提供一种火箭发动机的启动方法和火箭，可以降低箭上对启动发动机的供电要求，给火箭控制系统判断发动机状态提供了机会，可以对出现的问题进行相应的处理，提高火箭发射可靠性。
140	火箭发动机喷管粘接夹紧装置	CN202210710300.3	2022-06-22	CN114986413A	2022-09-02	杨文锦; 徐俏媚; 蒋美义; 文远华; 丁全喜; 陈慧智; 宫玉龙; 邓爽; 付刚; 张万春
本发明公开了一种火箭发动机喷管粘接夹紧装置，包括底板、锥形芯座、螺杆、第一压板和第二压板，所述底板、锥形芯座、螺杆依次沿着同一轴线固定连接，所述第一压板和第二压板沿着中垂线开孔，所述第一压板为桶形结构，第一压板倒扣后通过开孔连接到螺杆的一端，所述第二压板通过开孔连接到螺杆上，第二压板设置在第一压板的桶形结构内；本发明可实现非金属收敛段小端面高出金属外壳小端面的喷管前段结构粘接夹紧功能；可以实现喷管前段金属外壳、非金属收敛段和喉衬的一体化粘接，显著提高生产效率。

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