专利检索_喷气推进装置（喷气推进装置与燃烧气轮机装置所共有的特征器件进气或燃料供给的控制入 F02C7/00 F02C9/00）专利检索_喷气推进装置（喷气推进装置与燃烧气轮机装置所共有的特征器件进气或燃料供给的控制入 F02C7/00 F02C9/00）专利检索查询_喷气推进装置（喷气推进装置与燃烧气轮机装置所共有的特征器件进气或燃料供给的控制入 F02C7/00 F02C9/00）专利检索查询分析平台

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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	一种基于多锐角掺混结构的气液固多相空筒式连续爆轰发动机	CN202410182526.X	2024-02-19	CN117738815B	2024-04-23	王健平; 沈达文; 孙琦; 石天一

2	一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法	CN202410017443.5	2024-01-05	CN117905606A	2024-04-19	好毕斯嘎拉图; 吕安琪; 陈仲光; 张志舒; 邴连喜; 陈泽华; 姜繁生; 薛海波; 阮文博; 周吉利; 杨龙龙; 朱振坤; 张少丽; 张西厂
本申请属于飞机设计领域，为一种小涵道比涡扇发动机亚声速巡航状态耗油率的方法，通过选获取整机亚声速巡航状态初始性能录取结果，分析判断小涵道比涡扇发动机工作状态是否在最佳状态，并优化巡航耗油率调试方案初步设计，确定最佳风扇导叶角度a1初步调整方案和最佳压气机导叶角度a2初步调整方案；从而进一步调整喷管喉部面积A8、喷管出口面积A9至不同的面积，确定最佳喷管喉部面积A8和最佳喷管出口面积A9；最后进行飞机整机条件下的安装耗油率判断，在安装耗油率为最佳时得到安装最佳耗油率状态。系统、规范的提出了优化亚声速巡航状态耗油率的调试步骤，能够有效降低发动机安装耗油率。
3	一种采用机械调节喷注面积的针栓式喷注器	CN202210344524.7	2022-03-31	CN114607530B	2024-04-19	王春民; 刘新华; 谭永华; 李龙飞; 王化余; 章荣军; 凌前程; 宋大亮; 卞香港

4	一种宽域多频次跃水空涡轮冲压组合发动机	CN202111539053.7	2021-12-15	CN114439645B	2024-04-19	杜泉; 王玉峰; 呼延霄; 莫建伟; 陈磊; 朱显昊; 李江涵

5	一种抑制燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的谐振器及方法	CN202410068630.6	2024-01-17	CN117889013A	2024-04-16	金丹; 刘晓伟; 王化余; 李龙飞; 汪广旭; 刘永兴; 丰雪平
本发明涉及液体火箭发动机燃气发生器的振动抑制结构和方法，具体涉及一种抑制燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的谐振器及方法，解决了现有抑制振荡燃烧的结构无法实现燃气发生器主动抑振，或者难以抑制一阶纵向振荡燃烧的技术问题。本发明包括盲腔、带孔收敛段和燃气出口，带孔收敛段、燃气出口与盲腔之间形成的空腔为谐振腔，从提高系统阻尼的角度出发，利用赫姆霍兹共振器吸声原理，在带孔收敛段上开设消振孔，通过调整谐振腔容积、消振孔的截面积及数量，使谐振腔共振频率与燃气发生器燃烧振荡频率相同，从而实现燃气发生器的主动抑振和燃气发生器一阶纵向振荡燃烧的抑制，提高燃气发生器的燃烧稳定性裕度。
6	配备有包括至少一个可充气屏障的反推装置的飞行器推进组件及包括其的飞行器	CN202311310672.8	2023-10-11	CN117889000A	2024-04-16	L·恰普拉; B·蒂贝尔
本发明涉及一种配备有推力反向器装置(60)的飞行器推进组件，其包括：‑至少一个侧开口(64)，其穿过推进组件的发动机舱(48)，其被构造为能够处于打开状态或关闭状态；‑至少一个可充气的屏障(66)，其被构造成处于已泄气状态和充气状态，在已泄气状态下，屏障(66)不突出至引导空气流(52)的环形管道(50)中，而在充气状态下，基本刚性或半刚性的屏障(66)展开并延伸穿过环形管道(50)以使空气流(52)的至少一部分沿朝向侧开口(64)的方向偏转；‑至少一个供应系统(98)，其被构造为能够对可充气的屏障(66)供应流体。本发明还涉及一种包括至少一个这种推进组件的飞行器。
7	涡喷式燃烧机	CN201810377629.6	2018-04-25	CN108518673B	2024-04-16	李宏生

8	一种适用于高性能固体火箭发动机喷管的双层背衬结构	CN202410037290.0	2024-01-10	CN117869128A	2024-04-12	沈铁华; 杨大望; 孙晓娇; 杨明; 陈沛然; 薛嘉明
本发明公开了一种适用于高性能固体火箭发动机喷管的双层背衬结构，包括尾管壳体、碳碳喉衬和双层背衬结构，上述部件均为轴对称回转结构部件；双层背衬结构为整体缠绕成型的结构件，其内层为碳纤维背衬层，外层为高硅氧背衬层，碳纤维背衬层内侧与碳碳喉衬配合，高硅氧背衬层外侧与尾管壳体配合。碳纤维背衬层是由碳纤维布带和酚醛树脂缠绕固化成型，高硅氧背衬层是由高硅氧布带和酚醛树脂在碳纤维背衬层上接续缠绕固化成型，通过两次缠绕成型固化形成一个整体的双层背衬结构。由此可有效提高发动机工作过程中喷管的背衬结构的防碳化性能与支撑能力，进而提高喷管的可靠性，降低风险。
9	一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构	CN202410275355.5	2024-03-12	CN117869126A	2024-04-12	李斌; 吕发正; 陈建华; 彭少恩; 亓占峰; 卢钢; 胡仁众; 吴海波
本发明公开一种火箭发动机燃烧室的直流式点火结构，涉及火箭发动机技术领域，以解决传统的燃烧室内燃料的不能充分点燃的问题。所述火箭发动机燃烧室的直流式点火结构包括点火剂喷嘴和集液环，燃烧室设置一个或多个沿周向均匀分布的点火喷嘴，燃烧室的壁面和点火喷嘴的外壁密封固定连接；集液环与燃烧室的壁面外侧固定连接，集液环内设置有环形腔，每个点火喷嘴均与环形腔连通，环形腔用于与点火剂供应管路连通。本发明提供的火箭发动机燃烧室的直流式点火结构用于实现液体火箭发动机稳定地点火，保证燃料充分点燃，并使发动机推力室结构的简单紧凑。
10	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。
11	一种高压比多级轴流式液力涡轮装置	CN202311865233.3	2023-12-29	CN117869123A	2024-04-12	李龙贤; 林奇燕; 李龙; 林蓬成; 陈聿晨; 廖懂华; 马泽华; 郑晓宇
本发明提供了一种高压比多级轴流式液力涡轮装置，包括转子组件、动力输出轴、轴头堵盖、轴承、对接法兰组件、进口壳体组件、出口壳体组件、密封壳体；转子组件为多级轴对称装置，设置在密封壳体内，工质从进口壳体组件内部的入口管沿径向进入外圈集液环，经过支撑叶片中间多路通道，进入内圈集液环，再进入转子组件的一级静叶片，经多组静叶片和动叶片做功后，工质进入出口壳体组件，在出口壳体组件的蜗壳处汇合后沿出口壳体组件内的出口管流出，同时，将产生的轴功通过动力输出轴向外输出。本发明便于直接测量液力涡轮效率、功率、扭矩等，并能够作为独立涡轮做功装置，回收液体工质的压力势能对外输出轴功，达到能量回收目的。
12	双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构及发动机	CN202410008657.6	2024-01-02	CN117869121A	2024-04-12	邬二龙; 陈师; 苏航; 陈明亮; 吴凌峰; 陈泓宇; 叶奕翔
本发明提供了一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构及发动机，所述喷注器结构为一体化加工成型结构，包括主体结构、第一推进剂入口、第二推进剂入口、第一电磁阀对接口、直流互击喷嘴组、旋流冷却喷嘴组、第一推进剂流道、第二推进剂流道以及第二电磁阀对接口；直流互击喷嘴组包括第一直流互击喷嘴与第二直流互击喷嘴旋流冷却喷嘴组包括第一旋流冷却喷嘴与第二旋流冷却喷嘴；本发明喷注器采用一体式加工，与现有技术同类型喷注器相比，本发明减少了头部流道容腔，有利于缩短充填时间，加快了发动机的响应时间。本发明喷注器采用了直流互击式与旋流冷却的复合式快响应喷注方式，本方案优点具有响应快、冷却效果好、燃烧效率高的优点。
13	一子级火箭及其增压输送系统和控制方法	CN202311810428.8	2023-12-26	CN117869120A	2024-04-12	戴华平; 沈涌滨; 刘兴隆; 宋晓伟; 杜江; 王永发
本发明实施例提供一种一子级火箭及其增压输送系统和控制方法，增压输送系统包括液氧箱、液氧输送管路组件、燃料箱、燃料输送管路组件、氧箱开式自生增压系统及燃料箱开式自生增压系统。液氧输送管路组件设在燃料箱外，液氧输送管路组件包括两组对称设置的液氧输送管路单元；每组液氧输送管路单元分别包括液氧输送主管、多通结构和液氧输送分支管，液氧输送主管的两端分别和液氧箱、多通结构连接；液氧输送分支管分别和多通结构及发动机连接。本发明实施例的提供的一子级火箭及其增压输送系统和控制方法能够有效提高系统的安全性、稳定性，简化了系统的整体结构，实现了火箭的回收利用。
14	一种低温推进剂增压输送系统及其压力控制方法	CN202311808092.1	2023-12-26	CN117869119A	2024-04-12	戴华平; 沈涌滨; 李志明
本发明实施例提供一种低温推进剂增压输送系统及其压力控制方法，系统采用共底贮箱结构形式，贮箱共底将容器罐分为上下叠放的低温推进剂贮箱和氧箱；低温推进剂贮箱内侧壁与贮箱共底的夹角处设置有向斜下方伸出的出流管；出流管与火箭发动机之间通过推进剂输送主管路连接；火箭发动机上设置有推进剂自生增压器；火箭发动机上还设置有氧气自生增压器，此外，本发明实施例提出了一种防止共底贮箱发生共底反压的增压控制方法。通过本技术方案，低温推进剂贮箱和氧箱采用上下共底贮箱的形式，减少了总体火箭的结构长度，提高了火箭的结构效率，同时出流装置的设计使得燃料可以充分利用，推进剂输送主管路的设计更提高了使用安全性。
15	一种低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭	CN202311808089.X	2023-12-26	CN117869118A	2024-04-12	戴华平; 沈涌滨; 李志明
本发明实施例提供一种低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭，包括多套增压输送单元，每套增压输送单元均包括一个液氧箱和一个低温推进剂箱，各液氧箱的液相空间互相连通，各低温推进剂箱的液相空间互相连通，各液氧箱的气相空间互相连通，各低温推进剂箱的气相空间互相连通。本技术方案中，可保证多套增压输送单元中的液氧液位一致、低温推进剂液位也一致，从而保证各贮箱内的燃料同一时刻消耗完，降低了剩余燃料的安全余量，减少了火箭死重，因此提高了火箭的运载能力；同时，由于各液氧箱气枕压力相同、各低温推进剂箱气枕压力也相同，因此保险阀可以共用，从而降低了成本。
16	一种液体运载火箭的二级增压预冷方法	CN202311873398.5	2023-12-30	CN117869114A	2024-04-12	戴华平; 沈涌滨
本发明实施例提供一种液体运载火箭的二级增压预冷方法，涉及液体运载火箭领域，该二级增压预冷方法包括：将常温氦气强制引射到推进剂回流管(620)内；常温氦气在推进剂回流管(620)进入到二级推进剂箱(500)内的气枕内；将箱内气枕压力增加到第一预设压力值；常温氦气在推进剂回流管(620)内向二级推进剂箱(500)流动的同时，在二级液态推荐剂的循环流动的同时，通过常温氦气对二级液态推荐剂进行降温；将发动机推进剂泵(520)内的二级液态推荐剂的温度降低到第一预设温度。同时在二级发动机预冷的过程中实现二级推进剂箱(500)增压的效果，结构简单，避免液态推进剂空中排放的安全风险和浪费。
17	一种低温推进剂增压输送系统及出流装置	CN202311815164.5	2023-12-27	CN117869112A	2024-04-12	戴华平; 沈涌滨; 李志明
本发明实施例提供一种低温推进剂增压输送系统及出流装置，该系统包括低温推进剂贮箱、氧箱、出流装置、和火箭发动机；低温推进剂贮箱与氧箱通过向上方拱起的弧形的贮箱共底连接在一起；出流装置包括环形管和出流管，环形管上开设有引流孔；环形管设置于低温推进剂贮箱内，出流管向斜下方伸出低温推进剂贮箱；出流管与火箭发动机通过推进剂输送分支管路连接；氧箱与火箭发动机通过液氧输送管路相连接；低温推进剂增压输送系统还包括推进剂贮箱增压管路和氧箱增压管路。本技术方案中设置了能够消除漩涡和塌陷的出流装置，保证低温推进剂顺利从低温推进剂贮箱出流，消除了液体夹气的问题，并可以最大程度地避免低温推进剂残留、提升燃料利用率。
18	一种单室并联多脉冲固体火箭发动机	CN202410018434.8	2024-01-04	CN117869110A	2024-04-12	丁杰; 刘彦志; 张帅; 熊师航; 周杨梓; 王刚; 王鑫; 赵启扬; 徐程加; 邵雨; 张迎港; 王善金; 周睿; 杜轩
本申请涉及一种单室并联多脉冲固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。包括：绝热燃烧室，该绝热燃烧室包括内部中空的发动机壳体、连接在发动机壳体一端的顶盖、连接在发动机壳体另一端的发动机喷管；脉冲包覆药柱，该脉冲包覆药柱至少设有两组，各脉冲包覆药柱装填在发动机壳体内且绕发动机壳体的轴线依次周向排列。本申请在绝热燃烧室内装填了多个并列设置的脉冲包覆药柱，每个脉冲包覆药柱接受点火指令后可独立点火燃烧，产生高温燃气工质后通过发动机喷管喷出产生推力。本申请可以设置任意脉冲，如并联三脉冲、五脉冲或六脉冲等，实现固体火箭发动机多次点火和长时间工作，大幅减少了结构长度，质量比高。
19	一种发动机尾管内的环形包覆装药结构	CN202410084102.X	2024-01-19	CN117869109A	2024-04-12	王一奇; 张建欣; 孟浩; 许敏; 刘喆
本发明涉及一种发动机尾管内的环形包覆装药结构，包括环形药柱与包覆层，环形药柱预先浇注成型，包覆层粘接在环形药柱的外侧表面形成所述装药结构，所述装药结构通过特殊材料与尾管绝热层粘接，实现在尾管内部的可靠粘接与定位，作为尾管与燃烧室连接空腔处的填充装药。本发明提出的环形包覆装药结构可靠固定在发动机尾管内，可以广泛满足发动机力学环境与贮存要求；在尾管与燃烧室连接处空腔的长度与之比大于1时依然能够充分利用空腔内空间进行装药，增加发动机装药量。
20	固体火箭发动机及其推力调节方法	CN202210704900.9	2022-06-21	CN114922746B	2024-04-12	刘林林; 李波标; 胡松启
为了解决现有的固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机及其推力调节方法。本发明将固体燃料与凝胶氧化剂分开放置，有效提升了发动机的低易损性；推进剂药柱采用燃料包裹氧化剂，药柱的氧燃比可预先设计好，利用步进电机和电机托盘将推进剂药柱驱动进入燃烧室内，通过调整步进电机功率来改变推进剂的供给量，药柱经气化后最终可在燃烧室中按照预先设计的固定氧燃比进行燃烧，实现了灵活、准确、快速地调控推力的目的；采用刀片不动、推进剂药柱螺旋式进给的方式，有利于刀片对其进行切割，保证大质量流率的供给。

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