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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	一种调节喉道面积的固体变推力发动机内弹道调节方法	CN202411102448.4	2024-08-12	CN118793540A	2024-10-18	邓恒; 许源; 李志浩; 王帅中; 王绍增; 叶一帆; 王昭; 温锦航
本发明公开了一种调节喉道面积的固体变推力发动机内弹道调节方法，基于固体火箭发动机内弹道模型完成等效喉道面积计算，采用喉道面积调节方法，实现发动机内弹道调节，通过对比发动机调节后内弹道参数及目标内弹道参数，实现内弹道调节效果评估。本发明方法可不改变推进剂性能参数及装药药型，根据飞行任务需求，实现发动机内弹道的主动灵活调节。
2	新城疫病毒F蛋白标记疫苗株的构建方法及用途	CN202310046795.9	2023-01-31	CN118424050A	2024-08-02	胡顺林; 刘秀梵; 郭丽丽; 王晓泉; 刘晓文; 陈玉
本发明公开了新城疫病毒F蛋白标记疫苗株的构建方法及用途。利用新城疫病毒反向遗传操作平台，以2型副黏病毒的F蛋白胞外区及与之互作的HN蛋白杆状区替换NDV基因组的对应部分，拯救得到重组嵌合病毒rAI4‑TF。将其制成疫苗免疫SPF鸡3周后，用NDV强毒株JS‑5‑05进行感染，免疫鸡能够抵抗致死剂量NDV强毒的攻击，且在感染后的第7天通过血清学方法能区分出感染动物与免疫动物。该重组病毒可用于NDV标记疫苗的研发。
3	一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法	CN202210269808.4	2022-03-18	CN114941582B	2024-07-16	刘晓伟; 谢宗齐; 王金利; 黄冠鸿
本发明提供了一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法，包括冲压发动机、壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元和若干支架；壳体设置在冲压发动机的流道内，且壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支架环绕设置在壳体的外表面；第一子火箭单元设置在壳体的中心处；第一子火箭单元的中心轴线与冲压发动机流道的中心轴线重合；第二子火箭单元与第三子火箭单元均设置有若干推力室，各推力室环绕第一子火箭单元设置；第二子火箭单元与第三子火箭单元的推力室交错且间隔设置；第二子火箭单元或者第三子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线；各子火箭单元输出推力不完全相同。
4	火箭发动机和运载火箭	CN202410423634.1	2024-04-09	CN118242198A	2024-06-25	宗俊杰; 刘百奇; 刘伟; 刘建设; 和修明; 杨利民; 吕晓冰
本申请实施例提供了一种火箭发动机和运载火箭。该火箭发动机，包括：集合件、至少两组推力室和阀门。每组推力室包括至少两个互成夹角的推力室。不同组推力室的夹角不同。各推力室的一端均固定连接于集合件上且共线。每一推力室与至少一个阀门通过集合件连接，阀门用于控制流入推力室内的推进剂的流量。本申请实施例中的火箭发动机整体结构简单，安装简便，集成度较高，在运载火箭的内部占用空间较为集中，容易检修，能够在实现控制力矩多样化的基础上降低系统风险。
5	一种固体姿轨控动力系统及管路组件结构	CN202410035127.0	2024-01-09	CN117846811A	2024-04-09	周杨梓; 丁杰; 王刚; 张帅; 赵启扬; 熊师航; 刘彦志; 王鑫; 张迎港; 丁正媛; 冯强; 王善金; 周睿; 区隽
本申请涉及一种固体姿轨控动力系统及管路组件结构，固体姿轨控动力系统包括：高温管路，高温管路包括多段主管体以及连接相邻两段主管体的补偿器，补偿器可沿着主管体的轴向和径向伸缩；燃发器接口，燃发器接口安装于主管体，且燃发器接口与主管体的内部连通；阀门系统接口，阀门系统接口安装于主管体，且阀门系统接口与主管体的内部连通；以及燃发器和阀门系统，燃发器与燃发器接口连接，阀门系统与阀门系统接口连接。本申请通过在高温管路中增加补偿器，相邻两段断开的主管体可以通过补偿器连接，补偿器能够沿着主管体的轴向和径向伸缩，释放主管体在高温高压工作状态下的伸长量，防止高温管路开裂，解决管路变形破裂的技术问题。
6	火箭冲压发动机燃气流量调节装置及调节方法	CN202311104884.0	2023-08-29	CN117028075A	2023-11-10	魏静波; 景玉丹; 刘昆; 李达; 关子津
本发明一种火箭冲压发动机燃气流量调节装置，涉及火箭冲压发动机技术领域，该燃气流量调节装置以燃气发生器后端盖为安装载体，燃气发生器后端盖上设置有与燃气发生器内部相连通的通孔。燃气流量调节装置包括电机、滑盘阀，电机与滑盘阀同轴安装在燃气发生器后端盖上，滑盘阀上设置喷孔，喷孔与燃气发生器后端盖设置的通孔数量相匹配，喷孔数量多于燃气发生器后端盖设置的通孔或数量一致，且至少一个喷孔与通孔相通，用于燃气流量的调节。本发明同时公开了一种火箭冲压发动机燃气流量的调节方法。本发明通过电机直驱方式改变调节孔的面积从而改变总的有效喉部面积来控制燃气流量，易于控制，实现了燃气流量的精确控制。
7	一种全寿命周期可检测的双余度机电静压伺服作动器	CN202310644116.8	2023-06-02	CN116906382A	2023-10-20	李瑜; 欧天华; 潘龙; 张朋; 刘山; 张中哲; 徐祯祥; 靳广在; 牛涛; 李致远
本发明提出一种全寿命周期可检测的双余度机电静压伺服作动器，属于伺服作动器技术领域，包括壳体、伺服电机泵、隔离阀、传感器、伺服控制器和智能伺服动力电源等；伺服电机泵有两台，均集成有驱动器；隔离阀有两套，连接活塞杆两腔和其中一台伺服电机泵的进出油口；智能伺服动力电源中包含电源管理器；智能伺服动力电源包括电池组和电源管理器；电池组采用锂氟化碳电池；电源管理器包括电压电流检测单元、缓上电保护单元、超压泄放单元、双向DC/DC变换单元和储能电容。本发明解决了现有技术不能实现能源自备和全寿命周期可检测，可靠性较低的问题。
8	一种姿轨控发动机燃气阀升压节能驱动电路及控制方法	CN202310757377.0	2023-06-26	CN116816543A	2023-09-29	史艳博; 王永帅; 李永盛; 杨晓平; 孔晓刚
本发明公开了一种姿轨控发动机燃气阀升压节能驱动电路及控制方法，升压节能驱动电路由2个开关管(Q1、Q2)，3个钳位二极管(VD1、VD2、VD3)及1个储能升压电容(C1)组成。本发明通过控制第一开关管Q1和第二开关管Q2的通断，以储能升压电容C1为媒介，将固体姿轨控发动机燃气阀泄放电能反馈至直流母线，实现固体姿轨控发动机燃气阀泄放电能的重复利用；本发明优化固体姿轨控发动机燃气阀动态响应特性，在关闭阶段，储能升压电容C1存储固体姿轨控发动机燃气阀泄放电能，加速固体姿轨控发动机燃气阀关闭；在开启阶段，储能升压电容C1与直流电源串联，倍压强激加速固体姿轨控发动机燃气阀开启。
9	喷管、火箭发动机及运载火箭	CN202310499412.3	2023-05-06	CN116220952B	2023-09-05	张胜敏; 刘百奇; 肖波; 刘建设; 杨向明; 李伟; 杨乐; 崔鹏飞
本发明涉及航空航天技术领域，提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭。本发明提供一种喷管，包括：喷管主体，外周壁具有至少一个燃气导流通道；至少一个控制部件，设置于燃气导流通道，用于控制由喷管主体的内部经燃气导流通道向外流出的燃气的流量。本发明提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭，用以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。
10	一种变喷管出口面积的火箭发动机	CN202310604816.4	2023-05-26	CN116537974A	2023-08-04	王辉; 葛建东; 蒋林杉; 贾天放; 王培林; 聂万胜; 何子翰
本发明公开了一种变喷管出口面积的火箭发动机，包括燃烧室、高度补偿喷管和压力监测传感器；高度补偿喷管包括固定段喷管、伸缩段喷管和伸缩驱动装置；伸缩段喷管包括周向交错布设的N个内层扇叶和N个外层扇叶，两者周向密封贴合，顶端通过连接套连接；每个伸缩驱动装置顶端端安装在外层扇叶中上部，且均能主动伸缩；压力监测传感器包括喷管出口压力传感器和背压传感器。本发明能够保证在不改变流量的情况下，实现连续改变发动机喷管出口面积，通过喷管面积比在各个高度上连续变化，使出口压强与环境压强匹配，以实现发动机在不同环境压力下的推力大小改变，提高燃烧效率，降低燃料浪费，节约推进剂，提高有效载荷能力。
11	基于分数阶扩张状态观测器的固液变推力发动机控制器及控制方法	CN202310024181.0	2023-01-09	CN115977833A	2023-04-18	宋佳; 吴勉; 胡云龙; 赵鸣飞; 罗雨歇
本发明提供了基于分数阶扩张状态观测器的固液变推力发动机控制器及控制方法，涉及火箭发动机的技术领域，包括：分数阶抗扰控制器和可变文氏管，其中，分数阶抗扰控制器，用于根据固液变推力发动机的期望推力、固液变推力发动机的实际推力、可变文氏管的实际开度和系统噪声，确定出可变文氏管的实际控制量，其中，系统噪声包括：液路噪声和燃烧噪声；可变文氏管，用于基于实际控制量调节可调阀门的开度，以控制流过可变文氏管的液体氧化剂的流量，其中，可调阀门为可变文氏管的阀门，解决了现有技术由于液体流动的不稳定和液体氧化剂燃烧不稳定的产生的噪声导致固液变推力发动机的控制效果较差的技术问题。
12	一种运载火箭发动机仿生智能结构伺服系统	CN202110997429.2	2021-08-27	CN113847166B	2022-12-27	宋洪舟; 赵守军; 于志远; 蒋孟龙; 曾博; 刘宏伟; 闫国栋
一种运载火箭发动机仿生智能结构伺服系统，包括仿生智能伺服机构、火箭发动机喷管和火箭舱壁；仿生智能伺服机构包括依次连接的第一智能结构单元、第二智能结构单元、第三智能结构单元、第四智能结构单元以及执行器，四个智能结构单元连接成环状结构；该环状结构的环形内缘、环形外缘分别连接于火箭发动机喷管的外侧和火箭舱壁的内侧；执行器根据火箭发动机喷管的摆动指令对各智能结构单元的协同变形进行控制，实现火箭发动机喷管全角度矢量摆动。
13	一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法	CN202210269808.4	2022-03-18	CN114941582A	2022-08-26	刘晓伟; 谢宗齐; 王金利; 黄冠鸿
本发明提供了一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法，包括冲压发动机、壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元和若干支架；壳体设置在冲压发动机的流道内，且壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支架环绕设置在壳体的外表面；第一子火箭单元设置在壳体的中心处；第一子火箭单元的中心轴线与冲压发动机流道的中心轴线重合；第二子火箭单元与第三子火箭单元均设置有若干推力室，各推力室环绕第一子火箭单元设置；第二子火箭单元与第三子火箭单元的推力室交错且间隔设置；第二子火箭单元或者第三子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线；各子火箭单元输出推力不完全相同。
14	一种燃气驱动的导弹摆动喷管	CN202110968608.3	2021-08-23	CN113756992B	2022-08-19	封锋; 罗飞; 向熙
本申请提供一种燃气驱动的导弹摆动喷管，导弹摆动喷管包括燃烧室以及设置在燃烧室的同一端面并列对称布置的两个单轴摆动双喷管组件；单轴摆动双喷管组件通过管道组接入燃烧室；两个单轴摆动双喷管组件的部件一样，结构对称；单轴摆动双喷管组件通过拼接完整组装。本申请提供的燃气驱动的导弹摆动喷管，对电源的要求较低，只需要接入标准弹载电源使电磁铁工作即可控制整个摆动喷管的运作。本申请采用拼接式对称设计，将内部气路通道拆分成不同的短段，拆分后的零件结构简单，使得加工生产难度大大降低，减少制造成本，控制方法简单有效。
15	一种变推力水下超高速航行体	CN202210447143.1	2022-04-26	CN114810425A	2022-07-29	向敏; 李尚中; 杨希祥; 张为华; 高经纬; 赵小宇
本发明公开了一种变推力水下超高速航行体，流化气源、燃气发生器、粉末供应系统、水冲压发动机燃烧室与尾喷管；壳体的头部设有与流化气源相连的空化器，燃气发生器、粉末供应系统分别与水冲压发动机燃烧室相通；壳体外壁上设有第一进水口，水冲压发动机燃烧室与第一进水口相连，尾喷管设在壳体尾部且与水冲压发动机燃烧室的出口相通。本发明应用于水下高超速推进、超空泡减阻领域，通过调节粉末燃料进入燃烧室内的质量流量从而实现推力的主动调节，将超空泡减阻技术和粉末燃料水冲压发动机技术相结合可实现变推力水下高速航行，该航行体具有比冲高、体积小、可靠性高、使用维护方便等优点，可以实现水下超高速巡航、推力可调等技术难点。
16	一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置	CN202210272565.X	2022-03-18	CN114687889A	2022-07-01	赵晓慧; 刘文超; 单磊; 刘上; 王鹏武; 段蒙; 屈兀波
本发明涉及一种可用于火箭发动机推力矢量控制的翻转装置，以解决现有技术中推力室难以实现大角度翻转，伺服机构摇摆推力室时推力矢量控制力矩限制，以及采用摇摆软管时摇摆响应速度慢，变形应力大的问题。包括翻转机构、转动与导流机构；翻转机构包括固定支板、翻转机架、转动组件和锁紧组件；固定支板安装在火箭舱体底部；转动组件用于驱动翻转机架翻转；锁紧组件用于对翻转机架的位置进行固定；转动与导流机构包括第一转动导流组件、第二转动导流组件、第一、第二以及第三导管；燃料与氧化剂的流动方向：从外部供应设备依次进入到第一导管、第一转动导流组件、第二导管、第二转动导流组件、第三导管、推力室。
17	发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质	CN202010957385.6	2020-09-13	CN112149292B	2022-05-31	赵长见; 马奥家; 高峰; 龚旻; 张东; 黄建友; 赵洪; 佟泽友; 张磊; 李亚辉; 康珅; 蔡强; 李延成; 宋志国; 张意国; 张帆; 曾伟; 冯铁山; 周国哲; 张志勇; 刘博; 韩敬永; 谭杰; 孙晓峰; 陈政; 罗波; 于贺; 任新宇; 王冀宁; 年永尚; 惠兴晨; 杨瑜
本申请实施例提供一种发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质，其中，方法包括：获取在试车后的发动机喷管喉径的最大偏差烧蚀量；根据最大偏差烧蚀量确定喷管喉径的最大偏斜烧蚀量；根据所述最大偏差烧蚀量和最大偏斜烧蚀量确定发动机的综合干扰力矩。本申请实施例提供的发动机干扰力矩确定方法、设备及存储介质能够提高发动机控制的精准度。
18	一种推力器分配真值表生成方法及装置	CN202010759154.4	2020-07-31	CN111878260B	2021-10-08	马玉海; 吴炜平; 袁春贵; 廉洁; 刘凯; 张霞; 张智境; 谷志丹; 杨毅强
本申请公开一种推力器分配真值表生成方法及装置。所述方法包括从通道力矩指令译码表中获取各通道控制力矩，并为各通道指令列表中的各通道控制指令设定对应的取值集合；对各通道指令列表进行遍历，根据当前通道指令查询通道力矩指令译码表，对查询到的推力器开关状态组合取并集，并计算索引键值；对推力器对列表进行遍历，若成对的推力器存在对消状态，则关闭这对推力器，存储当前通道指令组合+索引键值+开关状态组合，返回继续进行通道指令列表遍历，直至通道指令列表遍历完成，得到包括所有通道指令组合+索引键值+开关状态组合的推力器分配真值表。有效避免各通道推力器指令组合后可能相互抵消的问题，便于飞行控制软件快速查询组合结果。
19	一种高可靠液体火箭发动机系统	CN202010498719.8	2020-06-04	CN111594349B	2021-05-18	聂万胜; 王辉; 仝毅恒
本发明公开了一种高可靠液体火箭发动机系统，包括控制系统、燃料泵一、氧化剂泵一、燃料泵二、氧化剂泵二、旋转储能装置、逆变器、电机和压力传感器；旋转储能装置一方面直接输出自身机械能，用于驱动燃料泵一与氧化剂泵一；另一方面将机械能转化为电能输入电机，用于驱动燃料泵二与氧化剂泵二；控制系统通过压力传感器实时监测燃烧室内的压力，并利用逆变器调节电机的输入电压，进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，从而使得燃烧室的压力保持在设定的恒定范围。本发明摒弃了传统液体火箭发动机中的燃气发生器和涡轮等结构复杂、加工难度大、工作环境恶劣、故障率较高的部件，从而使燃烧室稳定燃烧，保证了发动机系统的可靠性。
20	一种用于姿轨控动力系统的燃气发生装置及使用方法	CN202011605537.2	2020-12-29	CN112780447A	2021-05-11	周明龙; 张舜禹; 姜丹丹; 任建军; 岳文骏; 郭涵婧; 翟艳鹏
本发明提供了一种用于姿轨控动力系统的燃气发生装置及使用方法，涉及航天姿轨控动力系统领域，包括与上游推进剂供给系统连通的单向阀、与下游系统连通的燃气发生器以及降温组件，所述降温组件安装在燃气发生器上；所述单向阀的进口与上游推进剂供给系统的出口连通，所述单向阀的出口与燃气发生器的进口连通，所述燃气发生器的出口与下游系统连通，且所述单向阀与燃气发生器固定连接。通过控制单向阀的开合或关闭即能实现单组元推进剂和高温燃气的连通或阻断，有助于减少系统的反应时间，进而有助于提高系统的快速响应能力，且降温组件降低了单向阀温度，有助于提高系统的安全性。

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