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
161	一种火箭发动机燃料系统及火箭	CN201910663233.2	2019-07-22	CN110374762A	2019-10-25	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燃料系统及火箭，涉及火箭发动机技术领域，在一定程度上解决现有技术中的芯级火箭在工作时，无法向其贮箱内补充推进剂的技术问题。火箭发动机燃料系统包括：助推级火箭发动机燃料系统和芯级火箭发动机燃料系统；助推级火箭发动机燃料系统包括第一推进剂贮箱，芯级火箭发动机燃料系统包括第二推进剂贮箱，第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱相连通,第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱之间设置有控制阀。火箭发动机燃料系统中第一推进剂贮箱可以向第二推进剂贮箱内输送推进剂，防止芯级火箭发动机燃料系统中推进剂的消耗导致芯级火箭运载能力下降。
162	一种液体火箭发动机的组装方法	CN201910386876.7	2019-05-10	CN110080908A	2019-08-02	曾诚; 杨正; 朱景文; 孟鹏; 裴曦; 严伟
本发明提供一种液体火箭发动机的组装方法，该组装方法包括：利用相关部件分别组装成机架模块、推力室模块和涡轮泵模块；将机架模块、推力室模块和涡轮泵模块组合成发动机。本发明提供的结构布局方法能够实现发动机的并行安装，且能够将维修难度以及维修时间降低，最大程度的降低人员使用成本。
163	一种火箭发动机推力室试验方法	CN201910045113.6	2019-01-17	CN109630322A	2019-04-16	不公告发明人
本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验方法。所述方法包括对发动机进行开机操作；在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖发动机进行推力室试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于推进剂阀门最大开启压力值；进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。
164	一种火箭发动机用双机并联机架	CN202311854965.2	2023-12-29	CN117869125A	2024-04-12	何昆; 宁俞毅; 樊仕营; 刘曌俞; 柳洋; 马文杰; 王修慧; 赵鹃; 吴鹏; 王东
本发明涉及一种火箭发动机用双机并联机架，包括：主承力杆、推力接头、箭体接头、梁、梁中点支撑杆、伺服支撑杆、拉杆、稳定拉杆、梁接头、伺服接头、拉杆焊接接头、预埋金属接头和复合材料拉杆；其中，三根主承力杆的一端交与一点并与推力接头连接，构成承力单元；单台发动机安装在三根主承力杆的交点处；主承力杆的另一端以及三根拉杆的两端分别与三个箭体接头固定连接；箭体接头均匀布置在同一平面内；共面的箭体接头分别与两根稳定拉杆固定连接，使两个发动机独立的承力单元构成一个整体结构；梁的两端分别与推力接头和梁接头固定连接。本发明使机架具备良好的开敞性、工艺性及传力均匀性，以提高发动机的推质比。
165	无缝S形摇摆软管及火箭发动机	CN202410195427.5	2024-02-22	CN117759794A	2024-03-26	屠硕; 蔡立柱; 王艮山; 曲博
本申请提供一种无缝S形摇摆软管及火箭发动机，涉及航空器件技术领域。无缝S形摇摆软管包括：波纹管本体、第一端口连接法兰及第二端口连接法兰，第一端口连接法兰及第二端口连接法兰分别设置于波纹管本体的端口处，波纹管本体包括多个波峰段、过渡段及波谷段，沿波纹管本体的轴线方向，波峰段与波谷段通过过渡段交替连接，其中，过渡段的轴向截面轮廓为S形，波峰段、波谷段及过渡段为一体成型结构；稳定器的两端分别连接于第一端口连接法兰及第二端口连接法兰。本申请提供的无缝S形摇摆软管，具有较好的耐压能力及大位移补偿能力，弹性好，延展性好，疲劳寿命高，且密封性能好，能够有效地避免燃料物质的泄漏。
166	火箭发动机燃烧室及其制作方法	CN202410026202.7	2024-01-09	CN117532131A	2024-02-09	杨建国; 吴维贵; 单会祥
本发明提供了一种火箭发动机燃烧室及其制作方法，涉及火箭喷气推进装置技术领域，其中，火箭发动机燃烧室制作方法主要包括：将带有喉部填充环的燃烧室内壁装配于燃烧室外壁内；利用高能束流在燃烧室外壁上的目标区域以预设的焊接方式形成多个焊缝。通过本申请提供的实施例，在装配好燃烧室外壁和燃烧室内壁之后，通过焊接形成的多个焊缝，实现燃烧室外壁向内侧焊接收缩，减少燃烧室外壁的内径，进而减小或者消除燃烧室外壁与喉部填充环之间的间隙，并对喉部填充环施加喉部填充环与燃烧室内壁相对靠近的力，来减小或者消除喉部填充环与燃烧室内壁之间的间隙，降低后续焊接连接的难度，有利于提高焊接质量。
167	一种回热式空气涡轮火箭发动机	CN202310824157.5	2023-07-06	CN117028064A	2023-11-10	鲍文; 高进; 王友银; 张军龙; 杨美辰
本发明公开了一种回热式空气涡轮火箭发动机，包括壳体和发动机中心体，发动机中心体同轴设于壳体内部，发动机中心体包括进气道中心锥、风扇、传动轴、燃气发生器、换热器、燃气涡轮、中心涡轮火箭喷管、主燃烧室和发动机尾喷管，进气道中心锥与壳体之间形成进气道，所述进气道的空气出口与风扇的空气入口导通，风扇通过传动轴与燃气涡轮同轴连接，风扇和燃气涡轮之间与壳体形成换热通道，若干个燃气发生器和与其相配合连接的若干个换热器沿尾气排放方向依次间隔布设于所述换热通道内。本发明可以解决ATR发动机的富燃燃气中碳氢燃料受热裂解结焦导致发动机无法长时间工作的问题，并且可以提高发动机的比推力。
168	缓冲罐以及火箭发动机输送系统	CN202211647871.3	2022-12-21	CN115875157A	2023-03-31	田辉; 孟祥宇; 蔡国飙; 辜小明; 李心瞳; 高竞飞
本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种缓冲罐以及火箭发动机输送系统。缓冲罐，包括罐体以及涡轮组件：涡轮组件设置于罐体内且将罐体分隔为相互连通的靠近密封端的气垫腔和靠近开口端的压缩腔；涡轮组件包括旋转轴以及设置于旋转轴且能够绕旋转轴旋转的多个叶片；相邻叶片之间形成有降压通道。将上述缓冲罐安装在火箭发动机液体输送系统中，当压力冲击时且当压力峰面传递到缓冲罐后，缓冲罐内气体受到压缩，液体流经涡轮组件，使得涡轮轴和叶片旋转起来，此时能够增大开口端的液体流入罐体的流动阻力；当压力冲击结束，出现压力亏损时，缓冲罐内气体膨胀反向推动叶片，此时能够提升压力，实现压力冲击与压力亏损的相互转化。
169	燃烧室抽气循环液体火箭发动机	CN202211018754.0	2022-08-24	CN115355106A	2022-11-18	卢驭龙
本发明涉及火箭动力系统技术领域，且公开了燃烧室抽气循环液体火箭发动机，包括：发动机主体，所述发动机主体包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口、燃料入口、涡轮集气环以及涡轮喷嘴；主轴，所述主轴转动安装于涡轮泵内，所述主轴上还安装有燃料泵叶轮、涡轮和氧泵叶轮；本发明使用共轴主轴驱动两个泵，使得燃料和氧化剂的流量和扬程始终成比例，便于系统的稳定和推力调节，并可极大减少研发调试周期，直接从燃烧室取出燃气驱动涡轮，极大地简化了结构，整个系统只有燃烧室需要点火，避免了多个点火器造成的点火不同步等问题，简化了系统工作流程并提高了可靠性。
170	一种小型化多功能的火箭发动机	CN202110843701.1	2021-07-26	CN113494386B	2022-11-11	孙理论; 张成成; 胡鹏程; 李燊; 李群; 多学武
本发明公开了一种小型化多功能的火箭发动机，该小型化多功能的火箭发动机，包括外壳，所述外壳采用燃烧室和长尾管一体化设计结构，所述外壳一端连接有发射发电装置，能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力，所述长尾管外圆面安装有折叠式尾翼，所述折叠式尾翼通过内部设置的尾翼锁紧装置锁定于外壳外部，所述外壳尾部连接有喷管，所述喷管内部设置有延期点火模块，所述燃烧室内腔一侧设置有顶盖，所述顶盖与燃烧室之间填充有固体推进剂，所述顶盖与固体推进剂前端面之间设置有点火具；本发明采用电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等功能一体化设计，提高了产品安全性，使用方便，利于推广。
171	组合阀、火箭发动机及运载火箭	CN202210203620.X	2022-03-03	CN114542328A	2022-05-27	李作为; 刘百奇; 刘建设; 朱乔峰; 朱汉银; 强彦涛; 赵昶
本申请实施例提供了一种组合阀、火箭发动机及运载火箭。该组合阀包括：相互连接的第一阀和第二阀；第一阀的第一电磁装置被配置为驱动第一阀的第一杆部，使得第一阀芯在第一杆部的作用下从封堵第二端口的状态向第一端口移动，以封堵第一端口；第二电磁装置被配置为驱动第二杆部，使得第二阀芯在第二杆部的作用下从封堵第四端口的状态向沿远离第四端口的方向移动，以使第二阀芯与第四端口之间具有第一设计距离，使得第一设计压力的介质依次通过第三端口、第二腔室和第四端口流动。本申请实施例中的组合阀通过两套电磁装置分别控制第一阀和第二阀的开关，满足在低压甚至零压差的情况下介质的泄出要求。
172	一种组合动力火箭发动机喷注器	CN202210007518.2	2022-01-05	CN114439647A	2022-05-06	陈祎航; 徐微; 李卓; 于金山; 高博; 佟显义
本发明提供一种组合动力火箭发动机喷注器，主要包括喷注器下底、喷注器中底、喷注器上底、喷注器上盖、推进剂入口嘴及室压测压嘴，喷注器下底与喷注器中底组成组合件，然后与喷注器上底对位焊接，喷注器上盖与喷注器上底接触安装焊接在一起，推进剂入口嘴的一端安装在喷注器上盖上端面上，另一端与推进剂供给管路球头连接，室压测压嘴的一端安装在喷注器上底上端面上，另一端与施压传感器球头连接。本发明采用等比例复谐声腔结构设计，同时可以抑制启动及稳态阶段的不稳定燃烧，结构简单，工艺性好，焊缝均可检测，生产成本低，热结构强度稳定可靠，可多次重复使用且制作原材料成本低廉，易采购。
173	液体火箭发动机燃烧室成形方法	CN201910942458.1	2019-09-30	CN110653569B	2021-03-30	徐海升; 卢启辉; 李毓磊; 朱云龙; 吴钦; 唐伟
本发明涉及一种液体火箭发动机燃烧室成形方法，包括如下步骤：步骤1：内壁加工；步骤2：电铸过渡密封层；步骤3：电铸层加工；步骤4：外壁加工；步骤5：外壁与电铸过渡密封层焊接；步骤6：附属件焊接。本发明具有内壁与外壁结合部位强度好、质量一致性好的特点。
174	火箭发动机喷管喉衬的测试装置	CN202110189660.9	2021-02-19	CN112555057A	2021-03-26	刘百奇; 张胜敏; 刘建设; 肖波; 李伟; 杨向明; 谭洪义
本申请实施例提供了一种火箭发动机喷管喉衬的测试装置。该测试装置，包括：测试发动机单元和至少两个喷管单元；测试发动机单元具有燃烧室和至少两个输出端，每个输出端均具有一个燃气通道，燃气通道的两端分别与测试发动机单元的燃烧室和测试发动机单元的外部环境连通；每个喷管单元可拆卸连接于对应的燃气通道内；每个喷管单元用于对应承载不同类别的喉衬试件；燃烧室用于产生模拟火箭发动机的真实燃气环境，对至少两个输出端处的各喉衬试件进行测试。本申请实施例可以在同一次烧蚀试验中对不同类别的喉衬试件同时实施烧蚀，实现真正的同一试验环境，可极大地提高不同类别的喉衬试件的烧蚀性能对比考核的精度，并降低试验成本。
175	一种火箭发动机推力室试验方法	CN201910045113.6	2019-01-17	CN109630322B	2020-05-15	不公告发明人
本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验方法。所述方法包括对发动机进行开机操作；在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖发动机进行推力室试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于推进剂阀门最大开启压力值；进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。
176	一种火箭发动机用防回火喷注器	CN201910028418.6	2019-01-11	CN109854412A	2019-06-07	王子模; 关亮; 吉林; 刘昌国; 杨茗; 刘耀锋; 杨芳芳; 林庆国
本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。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。
177	一种轻小型火箭发动机结构布局	CN201811494620.X	2018-12-07	CN109707537A	2019-05-03	陈明亮; 付华林; 陈师; 邬二龙; 陈夏超; 殷艳媚; 周斌杰
本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种轻小型火箭发动机结构布局，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。依据本发明的发动机结构布局包括头部壳体模块、节流圈、推进剂控制阀、喷注器芯体、喷管、燃烧室压力管嘴，阀门紧固件，防内漏密封圈，防外漏密封圈。本发明具有以下优点：1)发动机产品结构紧凑，有利于减小发动机包络尺寸；2)发动机零件数量少，有利于提升发动机固有可靠性；3)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节；4)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护。
178	小推力火箭发动机移动试验平台	CN201310126005.4	2013-04-12	CN103234761A	2013-08-07	俞南嘉; 田辉; 曾鹏; 李君海; 蔡国飙
本发明公开了一种小推力火箭发动机移动试验平台，包括移动平台、试车架、推进剂供应系统和配气系统，试车架、推进剂供应系统和配气系统都集成安装在移动平台上；移动平台包括试验架安装结构、车轮、承力结构、内腔和配气面板；试车架包括静架、板簧、动架、发动机支架、推力架和推力传感器；推进剂供应系统包括燃料供应系统和氧化剂供应系统，配气系统包括高压气瓶、增压气体管路和吹除气体管路；本发明提出一种小推力火箭发动机的移动试验平台，所有系统部件集成在一个移动平台上，使得其具有小型化、便携性好等优点。
179	火箭发动机出口喷嘴的制造方法	CN99811689.0	1999-09-29	CN1321219A	2001-11-07	J·伦德格伦
本发明涉及一种制造火箭发动机中使用的出口喷嘴(1)的方法,该出口喷嘴(1)为壁形结构,包括多个大致从上述出口喷嘴(1)的入口端(6)向出口端(7)延伸的相邻冷却管(5,5’),该方法包括如下步骤:将外壁(3)定位在内壁(2)的外周,将多个分隔结构(4,4’)排列并固定在上述外壁(3)和内壁(2)之间;将上述多个分隔元件(4,4’)连接在于内壁(2)和外壁(3)之间,从而形成冷却管(5,5’);其特征在于:上述连接是通过激光焊接实现的,并且用于形成具有下述形状的焊接接头(9,9’),这些焊接接头沿壁结构的剖面大体为T形,且其面向冷却管(5,5’)内部的形状(10)为圆弧形。本发明提供了一种制造出口喷嘴的改进方法,特别是使得用该方法制成的出口喷嘴具有重量轻、成本低和冷却性能好的优点。
180	火箭发动机燃烧室及其制作方法	CN202410026202.7	2024-01-09	CN117532131B	2024-03-26	杨建国; 吴维贵; 单会祥
本发明提供了一种火箭发动机燃烧室及其制作方法，涉及火箭喷气推进装置技术领域，其中，火箭发动机燃烧室制作方法主要包括：将带有喉部填充环的燃烧室内壁装配于燃烧室外壁内；利用高能束流在燃烧室外壁上的目标区域以预设的焊接方式形成多个焊缝。通过本申请提供的实施例，在装配好燃烧室外壁和燃烧室内壁之后，通过焊接形成的多个焊缝，实现燃烧室外壁向内侧焊接收缩，减少燃烧室外壁的内径，进而减小或者消除燃烧室外壁与喉部填充环之间的间隙，并对喉部填充环施加喉部填充环与燃烧室内壁相对靠近的力，来减小或者消除喉部填充环与燃烧室内壁之间的间隙，降低后续焊接连接的难度，有利于提高焊接质量。

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