子分类：
| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 1 | 一种吸气式火箭组合动力装置 | CN201610829067.5 | 2016-09-18 | CN106286012A | 2017-01-04 | 刘倩; 聂嵩; 潘亮; 丁兆波; 王洋洲; 潘刚; 左安军 |
| 本发明一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布。外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。本发明设计的吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式工作特点，是用于未来飞行器可重复使用水平起降单级入轨的新型动力装置。 | ||||||
| 2 | 组合循环发动机 | CN201610222011.3 | 2016-04-11 | CN105736178A | 2016-07-06 | 计自飞; 王兵; 谢峤峰; 张会强 |
| 本发明提供了一种组合循环发动机，其包括：超音速进气机构，具有与外部连通的沿轴向敞开的第一气体入口；连续旋转爆震发动机，固定连接于超音速进气机构的下游；以及涡轮喷气发动机，固定连接于超音速进气机构的下游。其中，连续旋转爆震发动机和涡轮喷气发动机均与超音速进气机构受控连通以经由第一气体入口受控引入外部气体而进行工作。本发明的组合循环发动机能够在工作包线范围内完成模态转换，为飞行器提供稳定推力，进而使飞行器在大气层内实现5.0马赫以上的高超声速飞行且能够水平起飞降落。此外，基于采用了连续旋转爆震技术，提高了发动机比冲，提高了燃烧的热效率，并改善了发动机的经济性和可靠性。 | ||||||
| 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 | 喷气式发动机 | CN201510621350.4 | 2015-09-16 | CN105370438A | 2016-03-02 | 修广文 |
| 本发明公开了一种喷气式发动机，它包括风筒，主轴，圆盘式风机，圆盘式发电机和整流罩；在风筒内的轴线上固装有主轴，圆盘式风机和圆盘式发电机通过轴承分别安装在主轴上，整流罩固装在风筒的外部；圆盘式风机吸入的气流打在整流罩上，然后顺着整流罩的尾部高速喷出，从而产生强大的推进力，由于本喷气式发动机的前面是封闭的，整机在高速行进时就是撞到飞鸟等异物，也不会把它吸进发动机内，从而提高了安全性，本发明不仅是一款喷气式发动机，在不需要任何燃料的情况下就能为人们提供源源不断的动力，同时它还是一台发电机组，能给人们带来取之不尽，用之不竭的清洁电能。 | ||||||
| 5 | 空气入口装置及其制造方法 | CN201280051783.5 | 2012-08-17 | CN103890349A | 2014-06-25 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的空气入口装置，所述超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时以预定质量流率消耗空气。所述空气入口装置包括但不限于具有整流罩唇缘的整流罩以及与整流罩同轴对准的中心体。中心体的突出部分在整流罩唇缘的上游延伸的长度大于常规尖头长度。突出部分配置成使得流过突出部分的空气转向离开到达超音速喷气发动机的入口路径，从而接近和进入入口的剩余空气流与预定质量流率相匹配。 | ||||||
| 6 | 推力发动机 | CN200980146242.9 | 2009-09-22 | CN102216614A | 2011-10-12 | 盖伊·西尔弗; 吴俊龙 |
| 根据本发明，当流体流过叶片时，升阻比大于1的叶片可产生大于叶片上的阻力的提升力。叶片可被定位在封闭的发动机内以产生大于使流体移动通过叶片所需要的力的力，从而对于封闭的发动机产生推力。推力的方向和大小可通过控制流体流动的方向而控制。根据本发明，在推力发动机内流动的流体可为气态的或液态的。本发明的推力发动机在可配置的环境中使用一个或多个翼以产生有方向的力。根据本发明的推力发动机可通过改变例如密度或速度的流体参量、翼参量(例如翼几何形状、翼的平表面面积或升力系数)、翼的数量和位置、流体怎样接收能量、流体运动、固定的或可移动的翼和流体路径而被配置。 | ||||||
| 7 | 聚能装药发动机 | CN01808915.1 | 2001-03-02 | CN1522339A | 2004-08-18 | 罗尼·J·邓肯 |
| 一种聚能装药发动机，其包括：一个由内外壳体(1)和(2)构成的圆环形燃烧室(3)。一个在该内壳体(1)中的中心通孔允许排气排出。该外壳体包括一个带有一内锥形凹坑和各通孔的大致圆盘，用于插入燃料喷射器和点火器。射流成形燃烧室最好锥形的，其底部较宽，并且其横截面随着逐渐上升到顶部而降低。这种结构形成了一个圆形窄点或朝着该顶部的喉部，该窄点或喉部形成一主压缩区。一第二压缩区形成在该外壳体的顶部处，正好处于该喉部外，当大致相对的排气流相互撞击并被迫排出该内壳体中的通孔时，产生高超音速气体。该聚能装药发动机可用作不同的使用场合，例如用作一种脉冲直接推进装置，用作一涡流驱动器，或用在各种工具和设备中。 | ||||||
| 8 | 一种自动喷气装置 | CN201610958432.2 | 2016-11-04 | CN106567790A | 2017-04-19 | 李瑞麟 |
| 本发明公开了一种自动喷气装置，包括压力传感器、气体疏通管、进气管、冷却水温度传感器和机座，所述压力传感器下部安装有气体疏通管，且气体疏通管下部安装有冷却水温度传感器，所述冷却水温度传感器下部安装有机座，所述进气管左侧安装有通路电磁阀，且进气管下部安装有进气温度传感器，且进气温度传感器下部安装有引流管，所述进气管右侧安装有高压油泵驱动器，且进气温度传感器左侧安装有油箱，所述机座上部安装有出气阀门和固定螺丝，所述气管上部安装有天然气报警器，所述机身上部安装有机盖和系统关闭指示器，本发明通过燃烧燃料后对蒸汽的二次处理，可以便捷的保证机器在长时间工作状态下造成温度过高产生的损害。 | ||||||
| 9 | 空气入口装置及其制造方法 | CN201280051783.5 | 2012-08-17 | CN103890349B | 2017-03-29 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的空气入口装置，所述超音速喷气发动机配置成当超音速喷气发动机以预定的功率设置操作并以预定的马赫速度移动时以预定质量流率消耗空气。所述空气入口装置包括但不限于具有整流罩唇缘的整流罩以及与整流罩同轴对准的中心体。中心体的突出部分在整流罩唇缘的上游延伸的长度大于常规尖头长度。突出部分配置成使得流过突出部分的空气转向离开到达超音速喷气发动机的入口路径，从而接近和进入入口的剩余空气流与预定质量流率相匹配。 | ||||||
| 10 | 红外线发生器 | CN201610328534.6 | 2016-05-18 | CN106438106A | 2017-02-22 | 蔡肃民 |
| 本发明设计红外线发生器，包括微型涡轮喷气发动机，其特征在于：微型涡轮喷气发动机的涡轮室后端的红外线发生器壳体内依次设置有雾化室和红外线发生室，在雾化室处的中轴线上设置有导流锥，在导流锥和红外线发生器壳体之间圆周均布设置有若干个雾化喷管，每个雾化喷管连接供油管，每个雾化喷管的喷口处设置有火焰稳定器。构成雾化室的红外线发生器壳体为一圆台壳体。构成红外线发生室的红外线发生器壳体为一圆台壳体，其尾端为一反向的圆台壳体。导流锥为一圆台体，小头朝外。火焰稳定器为V形圆环。本发明的优点是工作时间长且可重复使用。熄火还可以重复点燃，体积小、重量轻、结构简单；红外线强度即可保持不变又可根据需要进行调节；仿真程度高。 | ||||||
| 11 | 过程发动机 | CN201610600246.1 | 2016-07-27 | CN106224122A | 2016-12-14 | 靳北彪 |
| 本发明公开了一种过程发动机，包括压缩空气源(1)、加热器(2)和膨胀做功机构(3)，所述压缩空气源(1)经所述加热器(2)和所述膨胀做功机构(3)连通。本发明所述的过程发动机能够利用谷电、弃风、弃光，而且具有污染小、效率高的优点。 | ||||||
| 12 | 工质蓄能发动机 | CN201610245267.6 | 2016-04-19 | CN106065828A | 2016-11-02 | 靳北彪 |
| 本发明公开了一种工质蓄能发动机，包括含氧气体有压储罐、燃烧室和膨胀机构，所述含氧气体有压储罐经所述燃烧室与所述膨胀机构的工质入口连通，在所述工质蓄能发动机运行前在所述含氧气体有压储罐内预存有压含氧气体。本发明所述发动机不仅具有效率高的优点，而且可以减少对环境的污染。 | ||||||
| 13 | 喷管装置及其制造方法 | CN201280051792.4 | 2012-08-17 | CN103987948B | 2016-10-26 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的一种喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成产生排气羽流。喷管装置包括但不限于具有后缘的喷管以及部分地定位在喷管内的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体配置成使得排气气体成形，使得排气气体基本平行于流动离开喷管后缘的空气自由流，并且使得排气羽流使空气自由流等熵地转向以在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 | ||||||
| 14 | 喷管装置及其制造方法 | CN201280051792.4 | 2012-08-17 | CN103987948A | 2014-08-13 | T·R·康纳斯; P·A·亨; D·C·豪 |
| 在本文中公开了适于与超音速喷气发动机一起使用的一种喷管装置，所述超音速喷气发动机配置成产生排气羽流。喷管装置包括但不限于具有后缘的喷管以及部分地定位在喷管内的塞体。塞体具有膨胀表面以及膨胀表面下游侧的压缩表面。塞体的突出部分在后缘的下游侧延伸的长度大于常规塞体长度。塞体配置成使得排气气体成形，使得排气气体基本平行于流动离开喷管后缘的空气自由流，并且使得排气羽流使空气自由流等熵地转向以在平行于塞体纵向轴线的方向上移动。 | ||||||
| 15 | ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法 | JP2014527208 | 2012-08-17 | JP6126095B2 | 2017-05-10 | ティモシー・アール・コナーズ; プレストン・エー・ヘンネ; ドナルド・シー・ハウ |
| 16 | Thrust engine | JP2011528069 | 2009-09-22 | JP2012503140A | 2012-02-02 | ウー，ジュイネロング; シルバー，ガイ |
| 本発明に従って、流体がブレードを横切って流れるときに、１を超える揚抗比を備えたブレードがブレード上に流体抵抗より大きい揚力を発生させることができる。 ブレードは密封エンジン内に配置され、ブレードを横切って流体を動かすのに必要な力より大きい力を生成し、それによって密封エンジンのスラストを作り出すことができる。 スラストの方向および大きさは、流体流れの方向を制御することによって制御されることができる。 本発明では、スラストエンジン内に流れる流体は、ガスまたは液体でもよい。 本発明のスラストエンジンは、変更可能な環境で１枚以上の翼を使用して指向性力を作り出す。 本発明に従うスラストエンジンは、密度または速度のような、流体パラメータ、（翼幾何学形状、揚力係数または翼の平面表面積のような）翼パラメータ、翼の数および位置、どのように流体がエネルギを受けるか、流体運動、固定または可動翼および流体経路を変化させることによって構成されることができる。
【選択図】 図５ |
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| 17 | ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | JP2014074491 | 2014-03-31 | JP2015197058A | 2015-11-09 | 上野 祥彦; 古谷 正二郎 |
| 【課題】低速でも高速でも安定的に航行することが可能なジェットエンジン等を提供する。 【解決手段】ジェットエンジンは、空気を取り込むインレットと、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器12と、燃料の供給を制御する燃料制御部37とを具備する。燃焼器12は、燃料を供給する燃料供給部22と、燃料を噴射する噴射器20とを備える。噴射器20は、燃料を噴射する開口部30−1〜30−5を含む。燃料供給部22は、オートパイロットの指令に応じた流量で噴射器20へ燃料を供給する。燃料制御部37は、低速時に燃料を噴射する開口部30の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積が、高速時に燃料を噴射する開口部30の数又は燃料を供給する配管中の流路断面積よりも大きくなるように、噴射器20を制御する。 【選択図】図7A |
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| 18 | Aircraft equipped with a ramjet and its ramjet including deflagration chamber | JP2014510848 | 2012-05-09 | JP2014516130A | 2014-07-07 | ファレンパン，フランソワ; ナウール，ブルーノ ル |
| 【課題】
【解決手段】 本発明は爆燃チャンバを含んだラムジェットと、そのようなラムジェットを含んだ飛行体に関する。 ラムジェット（Ｓ１）は、連続爆轟波を有した環状爆燃チャンバ（２）と、空気噴射基部（３）の直下流のチャンバ（２）内に直接的に燃料（Ｆ２）を連続的に噴射する噴射手段とを含む。 燃料（Ｆ２）と空気（Ｆ１）はラムジェット（Ｓ１）の稼動を通じて永久的に爆燃チャンバ（２）内に別々に噴射される。 |
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| 19 | Continuous detonation wave engine and aviation body equipped with its engine | JP2014510849 | 2012-05-09 | JP2014515091A | 2014-06-26 | ファレンパン，フランソワ |
| 【課題】
【解決手段】 本発明は連続爆轟波エンジンと、そのようなエンジンを備えた飛行体に関する。 その連続爆轟波エンジン（１）は燃料／オキシダント混合物で稼動し、噴射基部（１０）を含んだ爆燃チャンバ（３）を含む。 その長さは開いた線（１７）で規定され、横断面に長形形状を有する。 さらに、噴射システム（４）を含み、燃料／オキシダント混合物を噴射基部（１０）の少なくとも一部分で爆燃チャンバ内に噴射する。 |
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| 20 | Detonation engine and aircraft equipped with this | JP2004191793 | 2004-06-29 | JP4256820B2 | 2009-04-22 | ピオートル・ワランスキー; 俊隆 藤原; 晃宏 飛田 |
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