| 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 | 火箭发动机 | CN201610374172.4 | 2016-05-31 | CN105822459B | 2017-10-31 | 许智远; 胡泽雄; 许起东 |
| 本发明涉及火箭发动机，可有效解决液体推进剂火箭发动机工作效率低的问题，技术方案是，壳体的尾部设置有燃烧室，燃烧室的喷火口上设置有喷管，壳体内分别设置有燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、燃烧剂输送泵组总成和氧化剂输送泵组总成，燃烧剂贮箱的出口经第一燃烧剂输送管道与燃烧剂输送泵组总成的进口相连，燃烧剂输送泵组总成的出口上装有第二燃烧剂输送管道，氧化剂贮箱的出口经第一氧化剂输送管道与氧化剂输送泵组总成的进口相连，氧化剂输送泵组总成的出口上装有第二氧化剂输送管道，本发明泵组输送效率高，损耗低，燃烧剂和氧化剂混合充分，燃烧效率高，降低燃料损耗，使用方便，效果好。 | ||||||
| 2 | 火箭发动机 | CN00804809.6 | 2000-03-10 | CN1343282A | 2002-04-03 | 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉 |
| 一种火箭发动机(10),包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴,并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76,142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度,以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合,从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76,142,182)附设有环形压力挡料圈(86,146,174)以将低压推进剂供给源(22’,24’)与对应的燃烧室(34,36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34,36)的环形通道(198,204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。 | ||||||
| 3 | 火箭发动机 | CN200510055037.5 | 2000-03-10 | CN1670353A | 2005-09-21 | 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉 |
| 一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。 | ||||||
| 4 | 火箭发动机 | CN200510055037.5 | 2000-03-10 | CN100417801C | 2008-09-10 | 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉 |
| 一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。 | ||||||
| 5 | 火箭发动机 | CN00804809.6 | 2000-03-10 | CN1201076C | 2005-05-11 | 理查德·D·斯蒂芬斯; 小罗伯特·S·汤普森; 吉多·J·德菲尔; 约翰·F·琼斯; 迪安·S·马斯格雷夫; 格雷格·G·威廉 |
| 一种火箭发动机(10)，包含用以将相应的燃料(20)和氧化剂(18)推进剂组分喷入第一燃烧室(34)的第一(76)和第二(142)旋转喷嘴，并且从第一燃烧室(34)出来的排放流(38)驱动用以使旋转喷嘴(76，142)旋转的涡轮(40)。第一燃烧室(34)里的混合物优选地富含燃料从而降低相关的燃烧温度，以及在第二燃烧室(36)里该富含燃料的排放流与由第三旋转喷嘴(182)喷入的辅助氧化剂混合，从而形成适于推进的高温排放流(214)。旋转喷嘴(76，142，182)附设有环形压力挡料圈(86，146，174)以将低压推进剂供给源(22’，24’)与对应的燃烧室(34，36)的相对高压分隔开。一部分从第一燃烧室(34)出来的富含燃料的排放流流向围绕燃烧室(34，36)的环形通道(198，204)以向第二燃烧室(36)的表面(218)提供出流冷却。 | ||||||
| 6 | 火箭发动机喷管 | CN96199968.3 | 1996-02-12 | CN1078665C | 2002-01-30 | 扬·海冈德; 拉尔斯·乌洛夫·佩卡里 |
| 本发明涉及一种其出口部分沿轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管，为了对喷管出口内发生的气流分离加以控制，上述出口部分沿轴向截面有一个变化的半径。 | ||||||
| 7 | 一种火箭发动机 | CN201811129627.1 | 2018-09-27 | CN109296474A | 2019-02-01 | 杨威; 胡向柏; 谌忠庭; 胡方红; 杨敬贤; 李海涛; 王彬平; 张汉秀 |
| 本发明适用于航空航天技术领域，提供了一种火箭发动机，包括：头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料连接管路、燃料入口，发动机燃烧部、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道，头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料入口、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道一体化成型设计；氧化剂入口和燃料入口形成在头部喷注器上，头部法兰形成在头部喷注器的周边，头部喷注器与发动机燃烧部连通，发动机燃烧部与发动机喉部连通，发动机喉部与发动机扩散段连通，发动机机身冷却流道形成在发动机燃烧部上且通过燃料管路与发动机头部喷注器连接。解决了冷却流道形状复杂、头部零件过多、喷注器喷注流道复杂难以加工成型等难题。 | ||||||
| 8 | 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。 | ||||||
| 9 | 火箭发动机喷管 | CN96199968.3 | 1996-02-12 | CN1209189A | 1999-02-24 | 扬·海冈德; 拉尔斯-乌洛夫·佩卡里 |
| 本发明涉及一种其出口部分沿轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管,为了对喷管出口内发生的气流分离加以控制,上述出口部分沿轴向截面有一个变化的半径。 | ||||||
| 10 | 轮式火箭发动机 | CN92113130.5 | 1992-11-12 | CN1086877A | 1994-05-18 | 肖英民 |
| 本发明是一种新型轮式火箭发动机。由高压泵向爆发管内分别打入高压油和高压气体，二者在爆发管两端相遇而燃爆，并喷到反冲板上，致使爆发管与反冲室做相对运动而作功。 | ||||||
| 11 | 一种火箭发动机 | CN201811129627.1 | 2018-09-27 | CN109296474B | 2024-05-28 | 杨威; 胡向柏; 谌忠庭; 胡方红; 杨敬贤; 李海涛; 王彬平; 张汉秀 |
| 本发明适用于航空航天技术领域，提供了一种火箭发动机，包括：头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料连接管路、燃料入口，发动机燃烧部、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道，头部喷注器、氧化剂入口、头部法兰、燃料入口、发动机喉部、发动机扩散段和发动机机身冷却流道一体化成型设计；氧化剂入口和燃料入口形成在头部喷注器上，头部法兰形成在头部喷注器的周边，头部喷注器与发动机燃烧部连通，发动机燃烧部与发动机喉部连通，发动机喉部与发动机扩散段连通，发动机机身冷却流道形成在发动机燃烧部上且通过燃料管路与发动机头部喷注器连接。解决了冷却流道形状复杂、头部零件过多、喷注器喷注流道复杂难以加工成型等难题。 | ||||||
| 12 | 一种火箭发动机 | CN202310634996.0 | 2023-05-31 | CN116537973A | 2023-08-04 | 邓永锋; 李佳楠; 张凯宏; 马英超; 梁树强; 隋禄涛 |
| 本发明公开一种火箭发动机，涉及航天发动机技术领域，用于提升对身部的冷却作用，确保发动机性能。火箭发动机包括头部和身部，身部具有第一腔体。头部具有用于通入第一推进剂的第一流道，第一流道与第一腔体连通。头部还具有用于通入第二推进剂的第二流道，头部内设置有用于容纳第二推进剂的第二腔体，头部开设有缝隙。身部上设置有第三流道，第三流道与第二流道连通。身部具有第四流道，第四流道与第三流道连通，第四流道与第二腔体连通。第二腔体具有第一输出口和第二输出口，第一输出口与缝隙连通，第二输出口与第一腔体连通。火箭发动机还包括点火器，点火器用于使第一推进剂和第二推进剂在第一腔体内发生燃烧反应。 | ||||||
| 13 | 新型火箭发动机 | CN201610374172.4 | 2016-05-31 | CN105822459A | 2016-08-03 | 许智远; 胡泽雄; 许起东 |
| 本发明涉及新型火箭发动机，可有效解决液体推进剂火箭发动机工作效率低的问题，技术方案是，壳体的尾部设置有燃烧室，燃烧室的喷火口上设置有喷管，壳体内分别设置有燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、燃烧剂输送泵组总成和氧化剂输送泵组总成，燃烧剂贮箱的出口经第一燃烧剂输送管道与燃烧剂输送泵组总成的进口相连，燃烧剂输送泵组总成的出口上装有第二燃烧剂输送管道，氧化剂贮箱的出口经第一氧化剂输送管道与氧化剂输送泵组总成的进口相连，氧化剂输送泵组总成的出口上装有第二氧化剂输送管道，本发明泵组输送效率高，损耗低，燃烧剂和氧化剂混合充分，燃烧效率高，降低燃料损耗，使用方便，效果好。 | ||||||
| 14 | 火箭发动机燃烧室及火箭发动机 | CN202010225556.6 | 2020-03-26 | CN111322172A | 2020-06-23 | 杨海峰; 王明哲; 郭利明; 刘业奎; 李文鹏; 申帅帅; 余鹏; 孙夺; 田蜜; 李娜 |
| 本发明提供了一种火箭发动机燃烧室及火箭发动机。火箭发动机燃烧室包括：主体，所述主体上设置有一级燃烧室和二级燃烧室，所述二级燃烧室设置在所述一级燃烧室的出口端，所述一级燃烧室和二级燃烧室交界处设置有导流结构，所述导流结构用于将所述一级燃烧室内壁面处的推进剂导向所述主体的中心位置处；喷注器，所述喷注器设置在所述一级燃烧室的入口端；喷管，所述喷管设置在所述二级燃烧室的出口端。本发明的火箭发动机燃烧室能够避免冷却剂中的燃料或氧化剂在中心高温燃气的热量下受热分解并部分燃烧对一级燃烧室内壁面产生化学反应，避免燃烧室壁面出现氧化、烧蚀等现象。 | ||||||
| 15 | 火箭发动机 | CN202322395361.8 | 2023-09-04 | CN221120139U | 2024-06-11 | 吴喆昊; 刘百奇; 刘建设; 张胜敏; 杨向明; 李伟; 肖波; 杨乐; 高强 |
| 本申请实施例提供了一种火箭发动机。该火箭发动机包括燃烧室壳体和顶盖。燃烧室壳体的端部包括垂直于所述燃烧室壳体的轴向的第一安装面、从第一安装面的外边缘沿所述轴向向燃烧室壳体的端口延伸的侧壁、和沿第一安装面外边缘的周向间隔分布的至少两个第一配合部，第一配合部的外端与侧壁连接，第一配合部的内端在平行于第一安装面的平面中向内延伸，使得第一配合部与所述第一安装面之间具有沿轴向的第一空隙；顶盖包括顶盖本体和与顶盖本体外边缘连接的至少两个第一限位件，顶盖本体设置于第一安装面，第一限位件设置于第一空隙内。本申请实施例降低顶盖和燃烧室壳体的配合的复杂性，有利于简化结构。 | ||||||
| 16 | 로켓 엔진 | KR1020020073564 | 2002-11-25 | KR100499797B1 | 2005-07-07 | 채연석; 이수용; 설우석; 류철성 |
| 본 발명은 연료와 산화제가 완전 연소되도록 배플이 설치된 로켓 엔진에 관한 것으로서, 특히 소재 수급이 용이할 뿐 아니라 제작 및 가공이 용이한 배플이 설치된 로켓 엔진에 관한 것이다. 본 발명에 따른 로켓 엔진은 연료와 산화제를 혼합하여 분사시키는 혼합기와, 상기 혼합기의 후단에 연료와 산화제가 연소되는 공간을 형성하는 연소실과, 상기 혼합기로부터 분사되는 연료와 산화제가 완전 연소되도록 상기 혼합기의 후단에 상기 연소실 일부를 구획하도록 설치되는 복수개의 배플로 구성되고, 상기 배플은 상기 연소실의 열이 상기 혼합기 측으로 전달되지 않도록 프레임에 내열재가 감겨진 형태로 제작됨으로 소재 수급이 용이할 뿐 아니라 제작 및 가공이 용이하여 생산 원가를 절감할 수 있고, 생산성을 향상시킬 수 있는 이점이 있다. | ||||||
| 17 | 로케트 모우터 | KR2019850003323 | 1985-03-28 | KR2019860012014U | 1986-10-08 | 백병권 |
| 18 | 一种双组元火箭发动机 | CN202411896012.7 | 2024-12-23 | CN119353122B | 2025-03-21 | 卢驭龙 |
| 本发明公开了一种双组元火箭发动机，包括推进剂储罐，燃烧室和喷火管；所述推进剂储罐内设有氧气罐和燃料罐。本发明通过控制电磁阀，可以同时控制调节进入燃烧室的燃料和氧化剂的量，进而改变燃烧产生的推力大小；氧气流量变化引起的活塞运动变化会同步地影响燃料的流量，因此燃料流量和氧气流量按特定比例进入燃烧室，使燃料和氧气混合充分燃烧；气囊和隔离液形成了双层的隔离体系，避免氧气的压力变化造成的物理冲击导致化学渗透，确保氧气和燃料在到达燃烧室之前不会意外混合，保障了火箭发动机系统的安全性和可靠性。 | ||||||
| 19 | 一种双组元火箭发动机 | CN202411896012.7 | 2024-12-23 | CN119353122A | 2025-01-24 | 卢驭龙 |
| 本发明公开了一种双组元火箭发动机，包括推进剂储罐，燃烧室和喷火管；所述推进剂储罐内设有氧气罐和燃料罐。本发明通过控制电磁阀，可以同时控制调节进入燃烧室的燃料和氧化剂的量，进而改变燃烧产生的推力大小；氧气流量变化引起的活塞运动变化会同步地影响燃料的流量，因此燃料流量和氧气流量按特定比例进入燃烧室，使燃料和氧气混合充分燃烧；气囊和隔离液形成了双层的隔离体系，避免氧气的压力变化造成的物理冲击导致化学渗透，确保氧气和燃料在到达燃烧室之前不会意外混合，保障了火箭发动机系统的安全性和可靠性。 | ||||||
| 20 | 喷管及火箭发动机 | CN202310183308.3 | 2023-03-01 | CN116044617A | 2023-05-02 | 李伟; 刘百奇; 张胜敏; 杨向明; 杨乐; 肖波; 刘建设 |
| 本申请实施例提供了一种喷管及火箭发动机。在本申请实施例提供的喷管中，在火箭发动机的助推阶段，控制阀的第一通孔与喉衬的第一通道连通，使得燃烧室产生的气流通过喷管喷出，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通，能够阻止燃烧室产生的气流喷出，从而能够改变火箭发动机的推力，使得火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，进而能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。 | ||||||
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