| 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 | 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。 | ||||||
| 2 | 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。 | ||||||
| 3 | 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。 | ||||||
| 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 | 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。 | ||||||
| 7 | 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。 | ||||||
| 8 | 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。 | ||||||
| 9 | 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。 | ||||||
| 10 | 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。 | ||||||
| 11 | 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。 | ||||||
| 12 | 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。 | ||||||
| 13 | 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。 | ||||||
| 14 | 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. | ||||||
| 15 | 로케트 모우터 | KR2019850003323 | 1985-03-28 | KR2019860012014U | 1986-10-08 | 백병권 |
| 16 | 汽蚀管及火箭发动机 | CN202110072326.5 | 2021-01-19 | CN112855383B | 2021-10-15 | 张志浩; 叶汉玉; 于新宇; 杨利民; 彭小波 |
| 本发明涉及航天发动机技术领域，具体涉及一种汽蚀管及火箭发动机，其中，汽蚀管包括多个相互并联的管单元，每一所述管单元均包括进口、出口、喉部。由于汽蚀管包括多个相互并联的管单元，在总设计流量不变的情况下，多个管单元内的流量之和等于总设计流量，每个管单元内的流量变小，对应的每个管单元的喉部处的截面积也相应减小，汽蚀管整体的喉部处的截面积不会增加，同时由于每个管单元内的流量变小，能够在保证压力损失系数较小及流量系数的稳定性的前提下，将管单元的长度减小，从而使该汽蚀管整体的长度减小，整体占用体积较小，有利于发动机总装结构的布局。 | ||||||
| 17 | 火箭发动机推力室 | CN201910305453.8 | 2019-04-16 | CN110159456B | 2020-07-14 | 陈明亮; 刘昌国; 陈泓宇; 韩冲; 赵婷; 邬二龙; 殷艳媚 |
| 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头部喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。 | ||||||
| 18 | 液体火箭发动机系统 | CN201911311937.X | 2019-12-18 | CN110792530A | 2020-02-14 | 刘洋 |
| 本发明公开了一种液体火箭发动机系统，该液体火箭发动机系统包括推力室和电动泵系统，电动泵系统包括用于向推力室输送燃料的燃料泵、用于向推力室输送氧化剂杀完氧化剂泵、用于驱动燃料泵和氧化剂泵转动的电机系统。本发明中采用了电动泵系统，不仅能够为发动机泵送高压推进剂，而且结构简单，同时容易实现大范围的推力调节，无需增加额外分系统。 | ||||||
| 19 | 一种脉冲火箭发动机组 | CN201811561578.9 | 2018-12-20 | CN109723572A | 2019-05-07 | 王中; 李瑞锋; 朱佳佳; 邢鹏涛; 邓重清; 马宇; 舒慧明; 李宏岩; 许云志; 古呈辉 |
| 本发明公开了一种脉冲火箭发动机组，解决了在狭小空间安装八个脉冲发动机结构难以设计的问题。脉冲火箭发动机组包括本体、点火具、支架、装药、挡药支架、喷管、舱体、螺钉，本体在舱体轴向投影面积小于等于八分之一舱体截面积，本体加工有点火具安装螺孔、燃烧室空间、喷管安装螺孔，点火具与本体采用螺纹连接；装药由支架与挡药支架固定于本体燃烧室空间内；喷管与本体采用螺纹连接；装配好的脉冲发动机八个一组安装于舱体。本发明适用于导弹姿态控制系统。 | ||||||
| 20 | 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。 | ||||||
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