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 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 81 | 高压消声装置 | CN201380021470.X | 2013-03-27 | CN104334835B | 2016-12-07 | C.J.波托卡 |
| 本申请涉及一种高压消声装置，具体可包括成形为大体锥形截头体的内部流调节器和围绕内部流调节器的大体圆筒形的排气罐。内部流调节器的下游端壁区域与下游端壁和排气罐之间的下游端环形区域的比可为大约0.12至大约0.97。下游端环形区域与下游端壁区域的比可以以大约0.8至大约1.9的倍数，与内部流调节器侧壁孔的有效面积与内部流调节器下游端壁孔的有效面积的比成比例。内部流调节器下游端壁和排气挡板之间的消散距离与内部流调节器下游端壁孔直径的比可大于大约10。 | ||||||
| 82 | 具有驱动系统健康监测的可变面积风扇喷嘴 | CN201210560645.1 | 2012-12-21 | CN103184953B | 2016-12-07 | K.R.斯肯伦; G.平托 |
| 本发明涉及一种具有驱动系统健康监测的可变面积风扇喷嘴。具体而言，一种用于涡轮风扇发动机的机舱包括可变面积风扇喷嘴(VAFN)和附接到机舱前部上用以感测VAFN收起时的存在的接近传感器。接近传感器不附接到VAFN上，从而使得能够使用具有相对紧凑的操作行程的接近传感器，如线性可变位移换能器。 | ||||||
| 83 | 一种双通道变几何火箭基组合循环发动机 | CN201610653196.3 | 2016-08-10 | CN106150757A | 2016-11-23 | 石磊; 刘晓伟; 何国强; 秦飞; 魏祥庚; 刘杰 |
| 本发明公开了一种双通道变几何火箭基组合循环发动机,采用双通道结构，通过分区燃烧的模式实现宽飞行范围的良好工作；低速飞行状态下双通道同时工作，完成引射模态和亚燃模态低速段的工作；高速飞行状态下，转换为高速通道单独工作，完成亚燃模态高速段和超燃模态的工作。采用顶压板绕转轴旋转的变几何方式，实现低速飞行状态小收缩比、高速飞行状态大收缩比的调节，满足发动机宽范围内不同飞行马赫数下的空气捕获及气流压缩需求。采用二元混压式进气道，顶压板与进气道侧板粘合度好，机械动密封易实现，适于工程应用；满足飞行器不同工作模态的动力需求。顶压板和转换板分别连接双支点结构的转轴，结构刚性好，高温密封易实现。 | ||||||
| 84 | 一种轴对称塞式矢量喷管 | CN201610663235.8 | 2016-08-12 | CN106150754A | 2016-11-23 | 宁怀松; 刘福春; 孙轶; 丛明辉 |
| 本发明涉及航空发动机喷管设计领域，特别涉及一种轴对称塞式矢量喷管。轴对称塞式矢量喷管包括：筒体，前段为圆柱型平直段，后段为收敛段；塞锥前段，位于筒体内部，塞锥前段的后端的内型面为球面；塞锥后段，前端具有与塞锥前段后端内型面形状和大小相匹配的外型面，并通过外型面与塞锥前段的内型面构成球面副；支板，一端与筒体紧固，另一端与塞锥前段固定；作动筒，位于所述塞锥前段后端与所述塞锥后段前端形成的内腔中，一端铰接在塞锥前段内壁上，另一端铰接在塞锥后段的内壁上。本发明的轴对称塞式矢量喷管，结构简单可靠，能有效的实现矢量推进，满足发动机不同工作状态的需要。 | ||||||
| 85 | 热气的使用及设备 | CN201080047172.4 | 2010-10-18 | CN102713190B | 2016-11-23 | 伊斯拉埃尔·赫什伯格 |
| 一种增加内燃机效率的方法，该方法基于使用发动机冷却空气和排气，通过使上述冷却空气和排气的混合气流入渐缩喷嘴而加速所述混合气且通过喷嘴出口将其喷出，从而在期望的方向上产生可以推动陆地、空中或海上交通工具的推力。另一选择是利用加速后的气体来驱动涡轮，所述涡轮可以向发动机增加转矩或驱动发电机产生电能。 | ||||||
| 86 | 一种模型火箭发动机 | CN201610393510.9 | 2016-06-07 | CN106089490A | 2016-11-09 | 白海 |
| 本发明涉及模型火箭，特别涉及模型火箭的发动机。模型火箭发动机，包括：由储箱顶盖(4)、储箱壳体(5)和喷管(10)组成的壳体，电子点火头(1)，围在电子点火头(1)周边的催化剂喷洒器及催化剂颗粒(2)，在常态时从下方封装催化剂颗粒(2)的盖帽(3)，设在壳体内部中下位置用于封闭储箱壳体(5)的储箱底盖(6)，位于储箱底盖(6)中心的推进剂入口(8)，覆盖推进剂入口(8)的膜片(7)，封装在储箱壳体(5)内部的工作介质，位于储箱底盖(6)与喷管(10)之间的催化剂网推力室(9)。本发明安全性好，工作温度低，无高温火焰喷出，所排出气体清洁环保，可以作为动力系统广泛应用在科普、教育和娱乐上。 | ||||||
| 87 | 固体火箭发动机地面试验用壳体腹部防烧穿水喷淋冷却装置 | CN201610573012.2 | 2016-07-20 | CN106065829A | 2016-11-02 | 王汉文; 张侃; 刘洋; 奚秀玲; 惠娟; 吴佳龙; 吴振祥; 张伟; 邹朝辉; 韩佳洁 |
| 本发明提出一种固体火箭发动机地面试验用壳体腹部防烧穿水喷淋冷却装置，包括运送工具、底座、法兰盘、稳固钢板、水压缓冲器、管件和水喷淋头；底座上表面焊接有法兰盘；法兰盘上焊接稳固钢板；水压缓冲器由粗镀锌管和细镀锌管组成；粗镀锌管插入稳固钢板中心圆孔并焊接固定，在粗镀锌管下部开有进水口并连接加压水泵；细镀锌管伸入粗镀锌管，且伸入长度占粗镀锌管长度的2/3；细镀锌管与粗镀锌管密封焊接固定；细镀锌管上端侧壁均布若干连接孔，每个连接孔连接管件，管件末端安装水喷淋头；细镀锌管顶端也安装有花洒喷头。本发明实现了喷淋水均匀的喷射到壳体腹部，降低壳体腹部的温度，防止壳体腹部被烧穿，避免安全隐患的发生，同时还可重复长期使用，节约了成本。 | ||||||
| 88 | 线性促动器及其运行方法 | CN201610328637.2 | 2011-12-30 | CN106050802A | 2016-10-26 | J.T.科佩塞克 |
| 本发明涉及线性促动器及其运行方法。公开了一种线性促动器。该线性促动器包括壳体、线性输出部件和旋转式锁定组件。线性输出部件包括径向凹槽，并且线性输出部件可从壳体内的缩回位置沿轴向运动。旋转式锁定组件被约束而无法在壳体内沿轴向运动，并且旋转式锁定组件包括转子和锁。转子能够从第一位置旋转到第二位置。当线性输出部件在缩回位置上时，转子包围径向凹槽。当转子旋转到第一位置时，锁接合径向凹槽，并且阻止输出部件从缩回位置沿轴向运动。 | ||||||
| 89 | 用于涡轮发动机的风扇轴承 | CN201610208359.7 | 2016-04-06 | CN106050737A | 2016-10-26 | G.J.范德默维; B.W.米勒; D.A.尼尔加思 |
| 提供一种燃气涡轮发动机，其包括核心发动机和布置成与核心发动机处于流连通的可变桨距风扇。可变桨距风扇包括联接到盘上的多个叶片，叶片和盘构造成共同围绕发动机的轴向方向旋转。可旋转前毂可设置在包括盘的可变桨距风扇的前端上面。燃气涡轮发动机另外包括多个耳轴机构，多个耳轴机构将多个风扇叶片中的各个联接到盘上。各个耳轴机构包括轴承，轴承具有由非铁材料形成的一个或多个构件，从而减小相应的耳轴机构的重量，以及允许有例如较小的前毂。 | ||||||
| 90 | 一种液体火箭发动机点火装置及其点火方法 | CN201610540366.7 | 2016-07-11 | CN106050476A | 2016-10-26 | 吕磊; 余永春; 崔瑞禧; 张浩 |
| 本发明公开了一种液体火箭发动机点火装置及其点火方法，该装置包括点火器座体、前封头和壳体，所述点火器座体为T型结构，其两侧设有电发火管接口，底部与前封头连接；前封头另一端连接到壳体，前封头内安装有药盒，药盒为一端封闭的中空圆柱型盒体，封闭的一端加工了若干个喷孔，未封闭一端与前封头连接；壳体内安装药架，药架内设有药柱，所述壳体与药架之间设有绝热层，药架与药柱之间设有绝热套；药架的底部与壳体底部之间安装了挡药板。该装置可以显著减少了空间占有率、减轻了液体发动机结构质量。可选用的火药品种较多，与发动机供应系统无关，对喷注器结构影响小，使用维护方便。 | ||||||
| 91 | 一种液固耦合式火箭发动机 | CN201610629210.6 | 2016-08-03 | CN106050475A | 2016-10-26 | 杨斯涵 |
| 本发明公开了一种液固耦合式火箭发动机，包括火箭圆柱形外壳，在火箭圆柱形外壳内设有固体药柱，在火箭圆柱形外壳的前端设置有一中心锥体，中心锥体包括前体、后体以及中心椎体壳体，在前体与火箭圆柱形外壳之间形成有外界空气入口，在中心锥体内设置有液体发动机和通过所述液体发动机点火的第一燃烧室，在第一燃烧室的出口与固体药柱之间形成有第二燃烧室，液体发动机设置在中心锥体内，液体发动机包括燃烧剂储罐、氧化剂储罐、集液混合器以及喷注器。本发明液固耦合式火箭发动机缩小了第一燃烧室的外部尺寸，节约了内部空间，简化火箭发动机的结构；这样能够增加固体药柱的体积，提高液固耦合式火箭发动机的动力系统的性能。 | ||||||
| 92 | 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法 | CN201610538339.6 | 2016-07-08 | CN106050472A | 2016-10-26 | 刘洋; 祝珊; 李江; 刘凯 |
| 本发明公开了一种涡轮火箭组合冲压发动机，轮火箭组合冲压发动机，包括共用进气道且共用尾喷管的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机，进气道的管道上设置有进气道导向器；进气道导向器，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，以使得进气道与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道与火箭基循环组合发动机内部连通，以启动冲压发动机。解决了现有两种动力系统都不能单独并完全满足现代战争对武器系统超高声速、超高空、高机动及高空域等方面动力要求的问题。 | ||||||
| 93 | 包括用于测量涡轮发动机的轴的速度和转矩的装置的涡轮发动机及用于监测该轴的方法 | CN201380048682.7 | 2013-09-05 | CN104685163B | 2016-10-19 | 奥古斯丁·克尔列; 奥利维耶·贝尔蒙蒂; 吉勒·勒古埃莱克 |
| 本发明涉及一种具体用于飞行器的涡轮发动机，涡轮发动机包括至少一个可旋转地安装在涡轮发动机的壳体中的轴向轴(2)，涡轮发动机包括：包括纵向参考短齿(11)和纵向参考长齿(12)的环形参考部件(10)；第一装置，所述第一装置用于检测所述参考短齿(11)和所述参考长齿(12)通过以便测量所述涡轮发动机(1)的轴(2)绕其轴线(X)的速度；包括纵向测量齿(21)的环形测量部件(20)；以及第二装置，所述第二装置用于检测所述参考长齿(12)和所述测量齿(21)通过以便测量所述涡轮发动机的轴(2)的转矩。 | ||||||
| 94 | 安装在潜水船上的喷气发动机的矢量喷管 | CN201610543798.3 | 2016-06-20 | CN106014682A | 2016-10-12 | 李新亚 |
| 本发明涉及一种安装在潜水船上的喷气发动机的矢量喷管，其由喷管构件和操纵构件组成。安装在潜水船上的喷气发动机的矢量喷管不但能改变潜水船在水中的运动方向，而且其比船舵反应灵敏和快捷；其结构简单，制造成本低；其取代船舵，船的重量减轻，阻力减小，不但提高了机动性，还可多载燃料，增大航程；其上一个方向盘身兼两职，既能使潜水船向左或向右转向，又能使潜水船向上或向下转向，职能转换迅速、可靠。 | ||||||
| 95 | 一种铼铱燃烧室的制备方法 | CN201610497875.6 | 2016-06-29 | CN106001554A | 2016-10-12 | 徐方涛; 贾文军; 李海庆; 张绪虎; 石刚 |
| 本发明涉及一种铼铱燃烧室的制备方法，采用粉末冶金近净成形技术制备铼燃烧室，采用电弧沉积技术在铼燃烧室内外表面制备铱涂层，采用旋压技术制备铂铑环并装配于燃烧室内壁面，采用等离子喷涂技术在燃烧室外表面制备金属氧化物高辐射涂层，本发明通过对制备过程不同阶段工艺方法及工艺条件的优化设计，使得制备得到的铼铱燃烧室应用于发动机，可以显著提高发动机使用工作温度，实现发动机提高比冲的目的，为飞行器延长飞行寿命、增大有效载荷或增大射程提供技术支撑。 | ||||||
| 96 | 一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室 | CN201610284580.0 | 2016-04-29 | CN105952552A | 2016-09-21 | 俞南嘉; 张洋; 戴健; 李峰 |
| 本发明公开了一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室，适用于对地面小型液体火箭发动机进行光学诊断试验研究领域。其由下至上依次为喷注器组件、矩形透明燃烧室、点火段及喷管组件。四者通过均布在四个顶角处的四根螺杆装配。其中，矩形透明燃烧室四个面开有相同尺寸的矩形观察窗，四个观察窗分别装有一块较厚的平面石英玻璃，可从四个方向对喷注器流场进行光学测量。喷管组件中还设置了一个喷管过渡段，通过喷管过渡段将矩形燃烧室与圆形喷管圆滑过渡的喷管过渡段。本发明可用于对低压环境下液体火箭发动机喷注器内流场的光学测量，且密封效果较好，相比于已有的玻璃圆筒型透明燃烧室具备更好的抗压条件，能为深入开展气‑气喷注器研究提供有效帮助。 | ||||||
| 97 | RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统 | CN201610224975.1 | 2016-04-12 | CN105909424A | 2016-08-31 | 何国强; 白晶晶; 刘洋 |
| 本发明的目的是提供一种RBCC大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统，包括分别连通至发动机的氧化剂供应系统、燃料供应系统和气体吹除系统，燃料供应系统还连接有燃料增压系统；燃料供应系统，包括用于向发动机提供燃料的燃料贮箱，燃料贮箱的输出管路上设置有用于调节推进剂流量及其混合比的燃料流量调节系统，燃料流量调节系统包括柱塞泵，柱塞泵连接有用于控制其动作的电机驱动装置。解决了现有推进剂供应系统无法集成到RBCC中，且无法对推进剂流量及混合比同时进行大范围调节的问题。 | ||||||
| 98 | 用于飞行器系统的空气管理的方法及系统 | CN201610223628.7 | 2016-01-29 | CN105909386A | 2016-08-31 | J·L·梅森; R·B·肖菲尔德; S·M·雷; B·J·舒马赫; J·F·博纳; G·E·穆尔 |
| 本发明涉及用于飞行器系统的空气管理的方法及系统。具体而言，本发明提供了一种用于空气管理系统(AMS)(108)的方法和系统。AMS(108)包括喷射泵组件(205)，其包括动力空气入口(210)、多个吸入口(214)和单个出口(207)。AMS(108)还包括供应管路布置，其包括配置为将相对较高压力的空气从压缩机(12)引导到动力空气入口(210)的管道(220)，配置为通过截止阀(212)将相对较高压力的空气从压缩机(12)引导到该多个吸入口(214)中的至少一个的管道(220)，以及配置为将相对较低压力的空气从压缩机(12)引导到该多个吸入口(214)中的至少一个的管道(211)。AMS(108)还包括出口管路布置(207)，其配置为将出口空气从所述喷射泵组件(205)引导到分配系统(108)。 | ||||||
| 99 | 用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和燃烧系统部件 | CN201280036022.2 | 2012-05-25 | CN103703229B | 2016-08-31 | 吉恩-塞巴斯蒂安·普朗特; 马蒂厄·皮卡德; 大卫·兰考特 |
| 本披露涉及用于旋转冲压喷射引擎的燃烧系统和部件。任选地被分层以便于引擎启动的一个喷射系统将一种空气与燃料混合物提供到一个燃烧室。一个点火系统点燃该混合物。一个火焰稳定系统可以被定位成用于与该燃烧室连通，以迫使该空气与燃料混合物的一个被点燃的流流向该冲压喷射引擎内的旋转中心。该冲压喷射引擎可以包括一个用于得到改善的排气效率的分叉定子。点火可以在引擎进气口中发生。可替代地，点火可以使用一个双轮毂的被充电系统在该燃烧室内发生。一个冲击式涡轮机可以使用喷射燃料的再循环来冷却一个轮缘转子和/或减少该轮缘转子上的风阻。一个密封系统可以减少从一个燃料导管进入该引擎进气口中的气体泄漏。 | ||||||
| 100 | 可消亡的燃料供应系统 | CN201210075527.1 | 2012-03-21 | CN102691592B | 2016-08-31 | W.H.塔特尔 |
| 一种用于卫星的可消亡燃料供应系统包括加压铝合金箱，其内具有铝合金推进剂管理装置。推进剂管理装置（PMD）可具有本领域已知的任何毛细作用表面张力流体传输特征。用钛基涂层覆盖箱和PMD的选定内表面，以保证燃料供应系统的推进剂润湿性和抗腐蚀能力。 | ||||||
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