子分类：
- F02K1/00： 以喷管或喷嘴的结构或配置为特征的装置;特有的喷管或喷嘴(火箭喷管入F02K9/97)
- F02K3/00： 包括燃气轮机驱动压气机或涵道风扇的装置
- F02K5/00： 装置中有不是燃气轮机的发动机,用以驱动压气机或涵道风扇
- F02K7/00： 装置的工作流体只用于喷射,即装置不带有驱动压气机或涵道风扇的涡轮机或其他发动机;及其控制(火箭发动机装置入F02K9/00)
- F02K9/00： 火箭发动机装置,即带有燃料及其氧化剂的发动机;其控制(推进剂的化学成分入C06B,C06D){火箭发射装置入F41F 3/04;炸药,弹药入F42B}
- F02K99/00： 本小类其他各组中不包括的技术主题
| 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 | 电热蒸汽火箭玩具 | CN201610435041.2 | 2016-06-12 | CN107489560A | 2017-12-19 | 梅法明 |
| 本发明涉及一种电热蒸汽火箭玩具。其技术原理是：通电后电源给电热棒输送电能发热，经导热盘加热火箭内部的水，水温升高产生高压水蒸汽。水蒸汽达到设定的压力值时，压力控制阀自动打开，水蒸汽由喷管排出并推动火箭发射。火箭升空即中断电源。 | ||||||
| 2 | 带蓄电池的电热蒸汽火箭 | CN201610434945.3 | 2016-06-12 | CN107489559A | 2017-12-19 | 梅法明; 梅文博 |
| 本发明涉及一种带蓄电池的电热蒸汽火箭。其技术原理是：电加热火箭内部的水，水温不断升高产生高温高压的水蒸汽。蒸汽达到设定的压力值时，压力控制阀自动打开，水蒸汽由喷管排出并产生动力推动火箭发射。火箭离地升空即中断电源。火箭升空后由蓄电池给电热器供电，并继续推动火箭运行前进。 | ||||||
| 3 | 多功能发动机 | CN201710830630.5 | 2017-09-08 | CN107489457A | 2017-12-19 | 龙全洪 |
| 一种多功能发动机，包括有进流口、排流口、其特征是多功能发动机还包括有平转活塞、平转轴、主动连接链条、固定链条齿轮、堵流塞、分界器、转子端壁、隘口、转子轴、固定轴、活塞槽。固定链条齿轮通过主动连接链条及其相关部件限定各平转活塞只能平行转动，即在转动过程中的平转活塞的受推面的方向一直保持不变。经过隘口下行到流体缸的平转活塞被从进流口进入的高压流体推着平行转动做功，当该平转活塞转动到排流口做功完毕后，该平转活塞继续转动经过上方的活塞槽，又重新经过隘口下行到流体缸进入下一个工作循环。多功能发动机体形小，机械效率高，能取代各种涡轮发动机、蒸汽轮机、燃气轮机、水轮机、水泵和内燃机，它将主导全球动力。 | ||||||
| 4 | 制造弯曲陶瓷声衰减板的方法 | CN201480006643.5 | 2014-01-29 | CN104955643B | 2017-12-15 | S·弗凯; S·斯门尼斯; E·菲利普; E·古里安 |
| 一种制造弯曲形状的声衰减板的方法，所述方法包括如下步骤：用陶瓷前体树脂浸渍确定网格结构(150)的纤维结构；使所述陶瓷前体树脂聚合化，同时将纤维结构保持在呈现弯曲形状的工件上，所述弯曲形状对应于网格结构(150)的最终形状；将网格结构(150)与第一和第二表层对接，所述第一和第二表层各自由用陶瓷前体树脂浸渍的纤维结构(200；300)形成，各表层在所述表层的树脂聚合化之前或之后对接至所述网格结构；使由所述网格结构和第一和第二表层构成的组件热解；和·通过化学气相渗透法致密化所述组件。 | ||||||
| 5 | 脉冲爆震式方向控制机构 | CN201610395840.1 | 2016-06-06 | CN107461278A | 2017-12-12 | 赵晴堂 |
| 脉冲爆震式方向控制机构是一种埋藏在飞行器表面的面状的阵列排布的脉冲爆震发动机，通过控制爆震频率和填充燃料和氧化剂的量以及脉冲爆震发动机的工作数量控制转向力的大小和方向，还可以通相控阵原理对转向进行精确控制。由于是埋藏在飞行器表面的所以飞行器表面没用伸出的转向舵面，从而减小了飞行器的空气阻力和雷达反射面积。由于使用了阵列的脉冲爆震发动机形成一个推力面所以可以通过相控阵原理对飞行器的转向的力和力的方向精确控制。 | ||||||
| 6 | 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机 | CN201380021820.2 | 2013-04-26 | CN104379918B | 2017-12-12 | M.丁达; V.R.昆策 |
| 本发明公开一种用于制造燃气涡轮发动机的混合器的方法。所述方法包括：形成所述混合器的前端和后端；以及形成环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端和所述后端之间。所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部。所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，并且所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线。所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线。 | ||||||
| 7 | 涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，其包括部分集成到罩中的叶栅以及装备有该推力反向器的涡轮喷气发动机机舱 | CN201480038001.3 | 2014-07-01 | CN105408609B | 2017-12-05 | 皮埃尔·卡吕埃勒 |
| 本发明涉及一种涡轮喷气发动机机舱推力反向器，其包括在致动系统的作用下相对于前框架(2)向后移动的可移动罩(10)，通过控制机构驱动襟翼(8)的枢转以或多或少地关闭环形冷气管道(4)并打开布置在该管道周围的、接收冷气流并使该冷气流向前偏转的脉管叶栅(12)，其特征在于，所述反向器被关闭，所述脉管叶栅(12)被部分集成到所述罩(10)中，并且所述反向器包括致动系统，所述致动系统使所述叶栅沿着比所述罩的行程短的行程向后移动。 | ||||||
| 8 | 用于监控锁定系统的方法 | CN201480057151.9 | 2014-10-16 | CN105637207B | 2017-11-28 | 加百利·阿鲁特; 默罕默德·博兹廷; 安东尼·奥利维尔·弗朗西斯·科林; 芭芭拉-安·皮盖 |
| 本发明涉及用于监控包含N个锁(2a，2b，2c，2d，2e)的锁定系统(1)的方法，每个锁(2a，2b，2c，2d，2e)由两个锁定传感器(3a，4a，3b，4b，3c，4c，3d，4d，3e，4e)监控，每个锁定传感器能够指示其所监控的锁是处于锁定还是解锁状态，每个锁定传感器能够处于有效或无效状态，所述方法包括如下步骤：‑根据锁定传感器所检测出的锁的状态确定锁定系统(1)的状态；以及‑根据由监控锁的有效锁定传感器的数量，确定与锁定系统的状态相关的可靠性等级，所述锁的状态与锁定系统的状态相同。 | ||||||
| 9 | 用于喷气发动机的次级喷嘴 | CN201480026254.9 | 2014-04-25 | CN105408611B | 2017-11-28 | D.L.道森; E.L.拉里维埃; B.J.彼得森; R.J.埃勒霍尔斯特 |
| 一种在减小的压力下产生第三空气流的第三流导管，其通过与主要或主发动机喷嘴同心的单独喷嘴排气。来自单独的同心喷嘴的第三流排出空气排出至压力为环境压力或次环境压力的位置。排出第三流空气的位置有助于飞行器的推力。来自第三空气导管的空气流通过第三导管的排气喷嘴排出，该排气喷嘴定位在机身的后部与发动机外瓣片的前缘之间的界面处。该位置为具有再循环区的低压区域。第三流空气排出至该低压区域显著地减小或消除了该再循环区和相关联的船尾拖曳，从而改进了发动机的效率。 | ||||||
| 10 | 空间大容积复合材料表面张力贮箱 | CN201710354268.9 | 2017-05-18 | CN107355316A | 2017-11-17 | 乔艳伟; 葛宁; 王婷婷; 邱中华; 沈俊; 朱文杰; 赵和明; 金广明; 庞海红; 魏青 |
| 本发明提供了一种空间大容积复合材料表面张力贮箱，其包括内衬、第一缠绕层、第二缠绕层、裙座和环向缠绕层，所述第一缠绕层缠绕于内衬的外侧，所述第二缠绕层缠绕于第一缠绕层的上部和下部，所述裙座嵌套于第二缠绕层的外侧，所述环向缠绕层缠绕于裙座的外侧，所述内衬的内侧设有防晃装置。本发明解决了现有空间推进剂贮箱容积小、结构效率低、安装方式单一等问题。复合材料贮箱壳体+安装裙座的结构贮箱成为了解决大容积贮箱的结构重量大、力学环境适应性弱的路径之一。 | ||||||
| 11 | 一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法 | CN201710687101.4 | 2017-08-11 | CN107327356A | 2017-11-07 | 田辉; 俞南嘉; 曹彬彬; 张源俊; 李承恩 |
| 本发明公开一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，在后燃室壳体周向开设二次喷射通道，并安装有与二次喷射通道连通的二次喷注焊接头。且设计二次喷射通道轴线垂直于后燃室轴向，同时二次喷射通道的喷射端孔径设计为7mm，二次喷射流量比为0.75。本发明能够有效增加后燃室的扰动，使氧化剂和燃料充分混合并保持在最佳氧燃比附近进行燃烧反应，最终使固液火箭发动机达到最高燃烧效率。 | ||||||
| 12 | 用于喷气发动机的多喷嘴分流器 | CN201480025760.6 | 2014-04-25 | CN105190005B | 2017-10-31 | D.L.道森; E.L.拉里维埃; B.J.彼得森; R.J.埃勒霍尔斯特 |
| 飞机涡扇发动机(110)具有提供空气流的三个流至发动机的风扇部分(116、136)，并且还包括核心发动机(114、120、122)、旁通导管(118)和第三空气导管(132)，其中取决于飞行模式，空气的第三流选择性地从第三导管穿过副喷嘴(142)或主喷嘴(128)或两者而排气。分流阀(140)定位在第三流导管中以选择性地控制穿过副喷嘴、主喷嘴或两者的组合的第三流空气的流动。 | ||||||
| 13 | 用于飞行器的双向通风系统和相关方法 | CN201410042861.6 | 2014-01-28 | CN103963977B | 2017-10-24 | T·L·斯基尔顿 |
| 本发明提供了一种用于飞行器的双向机舱通风和冷却系统和相关的方法。示例的设备包括通道，其流体地联接形成在飞行器发动机的机舱内的开口与机舱的发动机舱室。当被动空气可用以通风或者冷却发动机舱室时，所述开口提供到发动机舱室内的入口，并且当受迫空气被需要以通风或者冷却发动机舱室时所述开口提供从发动机舱室的出口。风扇被设置在通道内以便在被动空气不可用时提供受迫空气。 | ||||||
| 14 | 用于喷气推进系统的常平架销 | CN201410605552.5 | 2014-10-09 | CN104554736B | 2017-10-13 | J·弗朗西斯科; J·基 |
| 本发明涉及用于喷气推进系统的常平架销。公开了用于将反推力装置致动器安装到反推力装置的固定结构上的反推力装置致动器常平架组件。该反推力装置致动器常平架组件可以包括：常平架；安装在该常平架上并限定第一枢转轴线的第一和第二常平架销，所述第一和第二常平架销适于与反推力装置的固定结构形成枢转接头；安装在该常平架上并限定垂直于第一枢转轴线的第二枢转轴线的第三和第四常平架销，所述第三和第四常平架销适于与反推力装置致动器形成枢转接头，其中第一和第二常平架销均包括整体形成在一起的轴和凸缘，所述凸缘包括用于接收紧固件的一对孔，以将各个常平架销紧固到反推力装置固定结构上。 | ||||||
| 15 | 具有平移‑旋转叶栅的推力反向器系统和运行方法 | CN201380062860.1 | 2013-11-18 | CN104822930B | 2017-09-22 | A.R.斯图尔特; J.M.科斯格罗夫 |
| 一种适于高旁通涡轮风扇发动机的推力反向器系统和运行。推力反向器系统包括叶栅系统，其适于随着平移机罩在发动机的向后方向上平移，以暴露周向开口。在平移机罩和叶栅系统沿向后方向平移时，叶栅系统从收起位置展开。在展开叶栅系统期间，其前端沿向后方向平移且其后端初始沿向后方向平移且然后后续围绕前端旋转，使得沿向后方向进一步平移叶栅节段会使叶栅节段移动到展开位置且通过周向开口而转移发动机的旁通导管内的旁通空气。 | ||||||
| 16 | 推力反向器设备以及包括该设备的涡轮喷气发动机机舱 | CN201380048937.X | 2013-09-17 | CN104641096B | 2017-09-22 | 赛尔日·布纳尔; 亚历山大·贝朗格 |
| 本发明涉及一种用于涡轮发动机喷气发动机的推力反向器设备(30)，包括至少：包括能够支撑推力反向器半罩(31a)的纵向支撑半梁(50)的固定推力反向器支撑结构，该推力反向器半罩(31a)安装为能够通过引导组件(110)以大致平行于设备纵轴的方向在固定结构上在直接喷射位置和反向喷射位置之间滑动，该设备(30)的特征在于，固定结构进一步包括偏移用于引导半罩(31a)的引导组件(110)的装置(100,120,130)，该装置在垂直于纵轴的平面中将引导组件(110)相对于安装半罩(31a)的半梁(50)在不同位置之间周向地偏移。 | ||||||
| 17 | 用于高速和小体积风扇驱动涡轮的齿轮传动架构 | CN201410082009.1 | 2014-03-07 | CN104213985B | 2017-09-22 | M.E.麦丘恩; J.哈斯班; F.M.施瓦斯; D.B.库普拉蒂斯; G.L.苏丘; W.K.阿克曼 |
| 本发明公开了用于高速和小体积风扇驱动的涡轮的齿轮传动架构。一种燃气涡轮发动机包括用于风扇驱动齿轮系统的挠性安装件。非常高速度的风扇驱动涡轮驱动了风扇驱动齿轮系统。 | ||||||
| 18 | 一种双热力循环喷气发动机 | CN201710311272.7 | 2017-04-29 | CN107100758A | 2017-08-29 | 李斌; 李皓 |
| 本发明涉及一种适合在大气层内使用，以喷气产生推力的喷气发动机，具体涉及一种双热力循环喷气发动机，包括可调进气道、多级压气机、多级压气机中段的抽气集气装置、引气装置、涡轮组件、两个燃烧室、两个可调尾喷管等主要部件，这些部件构成热力循环系统A和热力循环系统B，所述热力循环系统A和热力循环系统B协同工作。该发明为提高涡轮喷气发动机的推力、推重比、热效率、推进效率和降低燃料消耗率提供了新途径和方法。 | ||||||
| 19 | 一种火箭发动机 | CN201710515148.2 | 2017-06-29 | CN107091169A | 2017-08-25 | 史丰雨; 吴斌; 曹本钊; 吕磊; 余永春 |
| 本发明公开了一种火箭发动机，包括喷管，喷管外部为喷管壳体，其内依次设置收敛段、喉衬及扩张段；收敛段采用二次收敛结构。所述收敛段、喉衬和扩张段与喷管壳体之间采用胶黏剂粘接。二次收敛结构中，第一次收敛时，收敛半角为60°，第二次收敛时，收敛半角为12°。所述扩张段为小扩张角长锥形结构，扩张半角为1.5°。本发明的外结构仍然为长尾喷管构型，可减小燃气进入喉衬前的热损失，长尾段设置在喉衬之后，但又不同于超音速长尾段，使用小扩张角长锥形扩张段代替超音速长尾段，可以大幅降低喉衬之后超音速流的摩擦损失。 | ||||||
| 20 | 装备用边界层效应通道推动发动机 | CN201710276539.3 | 2017-04-26 | CN107084072A | 2017-08-22 | 不公告发明人 |
| 本发明公开了一种装备用边界层效应通道推动发动机，旨在提供一种不仅能输出大转矩替代目前装备车、坦克、直升机、舰艇用发动机，替代蒸汽轮机，而且主要实现装备战机、导弹的超燃冲压发动机。其技术要点是：包含由燃气推动边界层效应通道转子发动机、冲压发动机、进气分流罩构成的装备战机、导弹用超燃冲压发动机，所述的边界层效应通道转子发动机包含由边界层效应的多个涡旋螺线形的加长通道且涡旋螺线形多层叠加构成的转子轮机，转子轮机内部分布多个超导热管对轮机降温散热，燃烧室的火焰稳定器火焰筒上分布多个倾斜进气通道构成涡旋流燃烧，所述的冲压发动机，包含由边界层效应通道转子发动机连接驱动涡扇压气机、内外涵道、燃烧室等构成。 | ||||||
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