| 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 | 高超音速飞行器 | CN201610054165.6 | 2016-01-27 | CN105604735A | 2016-05-25 | 吴畏 |
| 本发明公开的是一种能在空天从静止加速到超高音速并可返回重复使用的飞行器。要实现这种高超音速飞行器，至关重要的是发动机：提供了一款能在低马赫速度下启动的冲压/火箭发动机与弹射器或现有的涡扇或涡喷发动机配合使用；将现有加力式涡扇发动机升级为涡扇/火箭发动机；将国外已研究的涡轮/冲压发动机改造为涡轮/冲压/火箭发动机。同时将飞行器设计成面积和角度可变的机翼以适应它在不同马赫数等条件下飞行，将飞行器、风洞与空气高速摩擦的表面设计成摩擦力和气动加热都小的凸凹不平鲨鱼皮状。 | ||||||
| 2 | 火箭基组合发动机 | CN201510853466.0 | 2015-11-30 | CN105351113A | 2016-02-24 | 王兵; 谢峤峰 |
| 本发明提供了一种火箭基组合发动机，其包括：连续旋转爆震发动机和固体发动机。固体发动机包括：外壳和固体药柱。外壳与连续旋转爆震发动机的壳体连接，外壳的后端设置有超声速喷口，外壳的位于超声速喷口与中心锥体的后体之间的空间为第二燃烧室，第二燃烧室通过第一燃烧室的出口连通于第一燃烧室；固体药柱与收容于外壳内且位于第二燃烧室内。这种组合发动机可充分利用连续旋转爆震发动机的后体与固体发动机的超声速喷口之间的空间，提高了该组合发动机的热力学效率。并且该火箭基组合发动机的结构简单，减小了该火箭基组合发动机的零部件的尺寸，同时减轻了该组合发动机的整体重量，提高了其动力系统的经济性能。 | ||||||
| 3 | 一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道 | CN201710244028.3 | 2017-04-14 | CN106968835A | 2017-07-21 | 秦飞; 王亚军; 魏祥庚; 石磊; 何国强; 李江 |
| 本发明公开了宽范围工作的火箭冲压组合全流道，包括由前到后依次相连接的进气道内压缩段、燃烧室和尾喷管，燃烧室由前到后包括超燃燃烧室段和亚燃燃烧室段，超燃燃烧室段内在其纵向分割为三个独立的流道，流道均与亚燃燃烧室相联通；流道的前端为进气端，对应形成三个独立的进气口；三个独立的流道由间隔设置于超燃燃烧室段内的两个中心支板与超燃燃烧室段的两侧壁围成；中心支板的后端开设有多个与腔体相连通的引射火箭喷管安装孔；中心支板的内部为中空的腔体，腔体用于与燃料储箱相联通，中心支板的两侧面上由前到后间隔开设有多个与腔体相连通的燃料喷口。该宽范围工作的火箭冲压组合全流道多模态可共用流道，流道扩展性高、变结构形式简单。 | ||||||
| 4 | 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。 | ||||||
| 5 | 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。 | ||||||
| 6 | 一种适用于组合动力循环发动机的模态预冷循环系统 | CN201710146850.6 | 2017-03-13 | CN106894918A | 2017-06-27 | 何国强; 景婷婷; 秦飞; 李文强; 魏祥庚; 张铎 |
| 本发明公开了适用于组合动力循环发动机的模态预冷循环系统，包括低温煤油储箱、换热器、常温煤油储箱和液氧储箱；所述常温煤油储箱和液氧储箱的出口均各自与换热器的对应进口管路连接，部分常温煤油和液氧在换热器内进行热交换，热交换后得到的低温煤油储存至低温煤油储箱，热交换后的液氧用于与引射火箭燃烧室管路连接。该适用于组合动力循环发动机的模态预冷循环系统效果好，且结合发动机整个飞行过程热防护。 | ||||||
| 7 | 一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计 | CN201510716986.7 | 2015-10-29 | CN105351100A | 2016-02-24 | 石磊; 秦飞; 刘佩进; 张正泽; 魏祥庚; 何国强 |
| 本发明公开了一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，在进气道隔离段最小截面位于喉道段内的约束下，通过改进隔离段有效流通域截面积，将进气道喉道段截面积增加至等同于燃烧室入口截面积，在进气道火箭支板段实现有效流通域等截面积流通，并将进气道火箭支板段后的等直段改型为收缩段，以匹配燃烧室入口截面；确保进气道隔离段最小截面积位于喉道段内；进气道隔离段降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数。火箭基组合循环发动机进气道隔离段设计拓展性强，根据不同燃烧室入口截面尺寸对进气道隔离段进行设计，可有效地拓宽进气道的工作范围，有利于提高发动机的整体性能。 | ||||||
| 8 | 具有真实卡诺循环的涡轮火箭发动机 | CN200480011434.6 | 2004-04-28 | CN101208509A | 2008-06-25 | 马里厄斯·A·保罗 |
| 发动机实施例，主要设计用于结合了用于高效燃烧的卡诺循环的飞行器推进和发电，其中典型实施例包括空气压缩机以及燃烧和膨胀室，这些空气压缩机具有等温压缩的一级或多级，这些燃烧和膨胀室在最终的绝热膨胀前部分地具有等温膨胀。 | ||||||
| 9 | 多推进剂飞行器和推进系统 | CN87106913 | 1987-10-13 | CN87106913A | 1988-07-13 | 乔治·阿尔伯特·科芬伯里 |
| 推进系统包括一个带燃烧室衬套的燃烧腔和带喷管喉道衬套的喷管喉道腔的火箭外壳，一个接近并包围燃烧室衬套和喷管喉道衬套的燃料通道，上述衬套形成通道内壁，在燃料通道中提供燃料流的装置，多个布置在燃料通道中沿圆周方向引导燃料以较长路径通过并增加其滞留时间从而促进热交换的导流叶片，燃烧室衬套上有多个沿圆周方向喷射燃料的喷射孔，多个沿圆周方向向燃烧腔中喷射氧化剂的氧化剂喷射孔，两种喷射孔相互交迭。 | ||||||
| 10 | 직사각형단면을 가지는 극초음속 공기 흡입식 복합 사이클 엔진 | KR1020140179177 | 2014-12-12 | KR101616647B1 | 2016-04-28 | 이양지 |
| 일실시예에따른극초음속공기흡입식복합사이클엔진은, 고속흡입식추진기관및 상기추진기관과병렬로배치되는로켓을포함하고, 상기추진기관은순서대로흡입구, 격리부, 연소기, 및노즐로구성되며, 속도영역에따라, 마하 0 내지 3에서는이젝터로켓모드, 마하 3 내지 5.4에서는램제트모드, 마하 5.4 내지 10에서는스크램제트모드, 마하 10 이상또는대기권돌파시에는로켓모드로작동되며, 상기로켓의출구는상기격리부의출구와같은선상에배치되고, 상기이젝터로켓모드및 로켓모드에서는상기추진기관의흡입구가닫히고, 상기로켓및 상기추진기관은직사각형단면으로구성될수 있다. | ||||||
| 11 | 조합된 터보제트 및 터보프롭 엔진 | KR1020167010839 | 2014-10-10 | KR1020160068810A | 2016-06-15 | 본드,알란; 바르빌,리처드 |
| 본개시내용은, 항공기, 비행기계, 또는항공우주운반체내에서와같은항공우주적용예에서이용될수 있는 2개의동작모드 - 공기호흡및 로켓 - 를가지는엔진에관한것이다. 로켓모드를위해서이용되는저온연료전달시스템을이용하여공기호흡모드에서흡입공기를냉각시키기위해서전냉각기(precooler) 배열체를이용하는것에의해서, 엔진의효율이최대화될수 있다. 전냉각기및 특정의다른엔진사이클구성요소를도입하는것, 그리고그들을설명된바와같이배열하고동작시키는것에의해서, 높은연료및 중량요건그리고결빙형성과연관된것과같은문제점이완화될수 있다. | ||||||
| 12 | 가스 유량 조절기 | KR1020140105787 | 2014-08-14 | KR1020160021331A | 2016-02-25 | 심창열; 남궁혁준 |
| 본발명은가스유량조절기에관한것으로, 특히레일의내부에공급되는유압또는공기압을통해슬라이딩동작하는유량조절밸브를구비하여가스발생기에서발생된 연소가스또는미연소가스의배출유량이조절되도록함으로써, 로켓의추력제어를용이하게이루도록하는가스유량조절기에관한것이다. 구성은가스유량조절기로서, 내부일 측중앙에길이를갖는레일이수평축 방향으로형성되고, 상기레일의바깥측으로는레일을감싸며중앙에미연소가스의유통을위한유로를갖는스토퍼가형성된가스발생기와; 선단부분이개략콘(cone) 형상으로이루어지고후단중앙으로는상기레일과결합되어슬라이딩가능동작하도록결합홈이형성된유량조절밸브와; 상기가스발생기의외 측으로설치되는공기흡입구의내에위치하도록형성되는스테빌라이저(stabilizer); 를포함하여이루어진다. | ||||||
| 13 | 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 | JP2014074215 | 2014-03-31 | JP2015197055A | 2015-11-09 | 上野 祥彦; 古谷 正二郎 |
| 【課題】機体を大きく改造することなく、より低速でも安定的に動作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、インレットと、燃焼器とを具備している。インレット11は、空気を取り込む。燃焼器は、空気を用いて燃料を燃焼する。燃焼器は、噴射器20を備えている。噴射器20は、燃料を噴射する開口部31を有する。噴射器20には、消失部32が設けられる。そして、消失部32は、燃料の噴射方向を変更するように、飛行中に経時的に消失する。 【選択図】図7B |
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| 14 | 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 | JP2014070205 | 2014-03-28 | JP2015190740A | 2015-11-02 | 上野 祥彦; 古谷 正二郎 |
| 【課題】機体を大きく改造することなく、高圧領域がインレットへ到達して発生する逆流を防止する。 【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11と、空気を用いて燃料を燃焼する燃焼器12を具備している。燃焼器12は、噴射器20と、複数の保炎器21、22と、消失部31とを備えている。噴射器20は、燃料を噴射する。複数の保炎器21、22は、噴射器20よりも後方に設けられ、燃焼器12での燃焼に用いる炎Fを維持可能である。消失部31は、複数の保炎器21、22のうちの噴射器20の近傍の第1保炎器21の凹みを覆うように設けられ、飛行中に経時的に消失する。 【選択図】図5A |
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| 15 | Hybrid engine | JP5141999 | 1999-02-26 | JP4347447B2 | 2009-10-21 | マルク・ブーシエス |
| 16 | Sealing device for the air intake opening of the ramjet combustion chamber | JP52012498 | 1997-10-28 | JP3996200B2 | 2007-10-24 | アレ、ミッチェル; プロタ、ヴァンサン |
| 17 | Lamb rocket | JP1889491 | 1991-02-12 | JP3044576B2 | 2000-05-22 | 久保田浪之介; 野 実 光; 田 行 生 宮; 原 卓 雄 桑; 賀 川 一 郎 那 |
| 18 | Sealing device for the air intake opening of the ramjet combustion chamber | JP52012498 | 1997-10-28 | JP2000503365A | 2000-03-21 | アレ、ミッチェル; プロタ、ヴァンサン |
| (57)【要約】 本発明は、消耗ブースタロケット（１４）を備えたラムジェットの燃焼空気取り入れ開口用の封止装置に関する。 この封止装置は、シャッタフラップ（２０Ａ、２０Ｂ）に連結された弾性装置（２８、２９、３１、３２）と、初期ロケット機能段階中に弾性装置を緊張状態に維持する保持部材（３３）とを備え、保持部材は、消耗ブースタロケット（１４）から放出される高温ガスに感応して、それの燃焼完了時に保持部材（３３）が弾性装置を解放することによって、弾性装置が緊張状態から弛緩状態へ自発的に切り換わって、シャッタフラップを封止位置から開放位置へ移動させる。 | ||||||
| 19 | Combination driving device | JP6447390 | 1990-03-16 | JPH076455B2 | 1995-01-30 | ハンス・リフカ |
| 20 | Temporary closure device in the orifice of the propulsion engine | JP15425886 | 1986-07-02 | JPH0670408B2 | 1994-09-07 | カラノーブ ジョルジ; ロバン セルジ |
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