| 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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| 181 | 一种液体火箭发动机喷管结构 | CN202011006596.8 | 2020-09-23 | CN112031952A | 2020-12-04 | 姬威信; 刘鑫鹏; 邵艳; 刘岳; 孙晓伟; 朱丹; 高翔; 马道远; 姚少君 |
| 本发明公开了一种液体火箭发动机喷管结构，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中的单壁喷管由于工作温度过高而影响火箭正常工作的技术问题。包括推力室、单壁喷管以及防护件，所述推力室与所述单壁喷管相连接；所述防护件与所述推力室和/或所述单壁喷管相连接，以隔离所述单壁喷管喷出的尾焰热量。本发明通过在液体火箭发动机的推力室和/或单壁喷管上设置防护件，通过防护件阻隔单壁喷管喷出的尾焰热量，能够有效防止尾焰的热量辐射到舱体内烧损电线等电子器件，本发明的防护件结构简单、生产制造方便，并且结构设计紧凑，并不影响液体火箭发动机的整体结构。 | ||||||
| 182 | 一种液体火箭发动机的组装方法 | CN201910386876.7 | 2019-05-10 | CN110080908B | 2020-11-24 | 曾诚; 杨正; 朱景文; 孟鹏; 裴曦; 严伟 |
| 本发明提供一种液体火箭发动机的组装方法，该组装方法包括：利用相关部件分别组装成机架模块、推力室模块和涡轮泵模块；将机架模块、推力室模块和涡轮泵模块组合成发动机。本发明提供的结构布局方法能够实现发动机的并行安装，且能够将维修难度以及维修时间降低，最大程度的降低人员使用成本。 | ||||||
| 183 | 改善的液氧-液态丙烯火箭发动机 | CN201680057869.7 | 2016-10-05 | CN108138697B | 2020-11-17 | C·博斯特威克; J·加维; C·安德森; E·贝纳德 |
| 本申请提供了对火箭发动机部件和火箭发动机操作技术的多种改进。在一个示例中，提供了一种火箭发动机推进剂喷射设备，其包括通过增材制造过程形成为单一主体并且包括燃料腔和氧化剂腔的歧管。该歧管还包括一个或多个推进剂供给接头，该一个或多个推进剂供给接头从歧管突出并通过增材制造过程与歧管的单一主体形成为一体，至少第一接头构造为将燃料运送到燃料腔，至少第二接头构造为将氧化剂运送到氧化剂腔。该歧管还包括由歧管的表面中的孔隙形成的多个喷射特征，多个喷射特征中的一些构造为喷射用于燃烧的燃料和氧化剂。 | ||||||
| 184 | 一种火箭发动机显控终端控制方法 | CN202010645093.9 | 2020-07-07 | CN111797276A | 2020-10-20 | 不公告发明人 |
| 本公开提供了一种火箭发动机显控终端控制方法，包括系统初始化；电动发动机显控终端控制系统下发指令数据给电动发动机综合控制系统；电动发动机综合控制系统执行指令并将结果回传给发动机显控终端系统；电动发动机显控终端控制系统将回传的结果处理后显示。其中，所述的电动发动机显控终端控制系统，包括指令发送模块、接收模块、处理模块、显示模块。本公开所述的火箭发动机显控终端控制方法简化了推进剂泵变转速的调节方法，具有高度的可复用性、可维护性及可扩展性等优点，能大幅提高液体火箭电动发动机各指令的测试效率。 | ||||||
| 185 | 一种火箭发动机火炬点火控制方法 | CN202010645111.3 | 2020-07-07 | CN111765018A | 2020-10-13 | 不公告发明人 |
| 本公开提供了一种火箭发动机火炬点火控制方法，包括如下步骤：系统初始化；综合控制端系统接收终端指令端系统下发的指令；检测到时统信号时，综合控制端系统在固定的控制周期内执行周期性实时控制至控制周期结束；当接收到非周期性指令时，综合控制端系统执行非周期性指令，并将执行结果返回给终端指令端系统。本公开所述的火箭发动机火炬点火控制方法，由终端指令端系统与综合控制端系统共同控制，终端指令端系统采用的Qt平台，综合控制端系统运行于数字信号处理器上。可以解决传统发动机火炬点火时间控制精度不足、实时绘图数据丢失难排查、可移植性差的问题。 | ||||||
| 186 | 一种火箭发动机推力测试装置 | CN201910546792.5 | 2019-06-24 | CN110220712B | 2020-08-07 | 刘林林; 郭泉; 胡松启 |
| 本发明提出一种火箭发动机推力测试装置包括传感器固定台、传感器固定板、传力轴、推力板、导向杆、导向架、动架、定架、板簧、发动机固定板和发动机固定架；在测试装置一端，传感器固定于传感器固定台上；在测试装置另一端，动架通过板簧固定于所述定架的正上方，导向杆为动架的轴向位移起导向作用，并限制动架在其他方向的位移；传力轴固定于动架的正上方，保证传力轴与传感器同轴且不受力接触；实验前测试架是整体式不需要组装，在实验结束后将支撑座安装好，确保板簧在非实验状态下不受力。发动机固定架与动架采用可拆卸固定方式，可以根据实验要求更换不同的发动机，只更换发动机固定架即可适用不同大小的发动机，实现测试装置的通用性。 | ||||||
| 187 | 倾角可调火箭发动机地面试车台架 | CN201910740652.1 | 2019-08-12 | CN110397520B | 2020-07-03 | 刘林林; 陈泽斌; 胡松启 |
| 本发明一种倾角可调火箭发动机地面试车台架，属于火箭发动机推力测试技术领域。包括台架支撑装置、推力传递装置、导轨组件、承力墩、导向杆和发动机支架；所述台架支撑装置水平设置；所述发动机支架通过导轨组件固定于所述台架支撑装置的顶部；所述承力墩固定于所述台架支撑装置上端面的一侧，与推力传递装置连接；台架支撑装置液压杆调节转架角度实现发动机不同测试倾角，可以实现对发动机进行卧式、正立式及倾斜式推力测量，能够使得发动机测试姿态与发射姿态一致；同时能够对具有不同飞行姿态的火箭发动机进行有效推力测量，操作方便，具有低成本、短流程、高效便捷等优点，易于大规模工业化应用。 | ||||||
| 188 | 一种火箭发动机推力室试验方法 | CN201910045113.6 | 2019-01-17 | CN109630322B | 2020-05-15 | 不公告发明人 |
| 本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验方法。所述方法包括对发动机进行开机操作；在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖发动机进行推力室试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于推进剂阀门最大开启压力值；进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。 | ||||||
| 189 | 一种电动火箭发动机系统 | CN201911189658.0 | 2019-11-28 | CN110725757A | 2020-01-24 | 刘恒娟; 侯辉 |
| 本发明涉及一种电动火箭发动机系，该系统包括推力室(1)、氧化剂增压泵(2)、燃料增压泵(3)、涡轮(4)、燃气发生器子系统(5)和电机(6)，电机(6)作为系统启动、关机、变推力及工况调整的主动力，传动连接氧化剂增压泵(2)、燃料增压泵(3)并为氧化剂、燃料增压，燃气发生器子系统(5)产生高温高压燃气驱动涡轮(4)主要在稳态工况时为电机(6)降低负荷；从而使电池重量大大降低且便于实现火箭回收，具有简单可靠，易于控制，价格低廉的特点。 | ||||||
| 190 | 一种火箭发动机换热器及航天飞行器 | CN201910881056.5 | 2019-09-18 | CN110700966A | 2020-01-17 | 张玺; 魏一; 彭小波 |
| 本发明公开了一种火箭发动机换热器及航天飞行器，该火箭发动机包括具有燃烧腔的燃烧室本体，所述燃烧室本体外壁设有外层结构，所述外层结构与所述燃烧室本体之间形成允许增压工质与所述燃烧腔进行热交换的换热空间；还包括与所述换热空间连通以进出所述增加工质的入口结构和出口结构。本发明通过设于燃烧室本体外壁的外层结构和燃烧室本体之间形成允许增压工质与燃烧腔进行热交换的换热空间，省去了发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置，减轻了发动机的结构质量，从而提高了发动机的推质比性能。简化发动机的部件，提高换热器的结构可靠性。 | ||||||
| 191 | 推进剂供应系统、火箭发动机及火箭 | CN201911177436.7 | 2019-11-25 | CN110700964A | 2020-01-17 | 杨庆春; 靳雨树; 徐旭; 赵融会; 李慧强 |
| 本发明提供了一种推进剂供应系统、火箭发动机及火箭，涉及燃气推进装置的技术领域。其中，推进剂供应系统包括燃料供应系统、氧化剂供应系统和控制装置，燃料供应系统的管路设置有第一流量调节阀，和/或，氧化剂供应系统的管路设置有第二流量调节阀；第一流量调节阀和第二流量调节阀均与控制装置连接。该推进剂供应系统当实现大的流量调节比时，控制装置通过第一流量调节阀调节燃料的流量，通过第二流量调节阀调节氧化剂的流量，大大减少了管路数量，从而能够减小整体结构，减轻整体重量。此外，由于管路数量减少，燃料或氧化剂的流动路径缩短，燃料或氧化剂在流动过程中的压力损失减小。 | ||||||
| 192 | 一种火箭发动机压力测试装置及方法 | CN201910951850.2 | 2019-10-09 | CN110646211A | 2020-01-03 | 王韶光; 胡艳华; 陈明华; 樊义伟; 姜志保; 穆希辉; 柳维旗; 王彬; 刘彦宏; 王振生; 葛强; 宋桂飞; 牛正一; 贾昊楠 |
| 本发明涉及一种火箭发动机压力测试装置，其包括固定座、与固定座同轴连接的转接体以及垂直固定设置在转接体上的传感器测压接头；本发明的测试装置固定可靠、结构简单、操作方便，试验过程符合安全要求。本发明还涉及利用该测试装置进行火箭发动机压力测试的方法。 | ||||||
| 193 | 一种火箭发动机一体化乘波体飞行器 | CN201910765464.4 | 2019-08-19 | CN110539898A | 2019-12-06 | 陈冰雁; 关发明; 徐国武; 艾邦成; 李锋 |
| 一种火箭发动机一体化乘波体飞行器，包括乘波机翼(1)、载荷舱(2)、发动机舱(3)、尾舱(5)、V尾(4)以及发动机尾喷管(6)；载荷舱(2)、发动机舱(3)和尾舱(5)依次过渡连接，构成机身；乘波机翼(1)位于机身下方，V尾(4)对称安装在发动机舱(3)尾部及尾舱(5)上方；发动机尾喷管(6)从尾舱(5)后部端面伸出。本发明的乘波体飞行器可以解决和规避现有助推滑翔高超声速飞行器与助推器组合体外形稳定特性差、非轴对称外形高动压级间分离风险高、主动段气动阻力大等技术难题，并实现更高升阻比和更高装填容积利用率等总体性能指标。 | ||||||
| 194 | 火箭发动机顶层药块装配装置及方法 | CN201910816785.2 | 2019-08-30 | CN110370220A | 2019-10-25 | 邱奇; 陈永钊; 刘美珍; 高运平; 司学龙; 陈文杰; 程山; 鄂鹏飞; 张浩; 吴玲玲; 柳青; 郑振兴; 张志强; 张斌 |
| 本发明公开了一种火箭发动机顶层药块装配装置，包括座体，座体内设有移动平台，移动平台上设有锥齿轮传动机构和直线导轨，直线导轨上安装有动块组件，动块组件包括动板，动板上连接有用于支撑待装配药块的水平支撑杆；座体的下方设有气缸，气缸输出杆穿过座体下部连接至移动平台的底部，移动平台底部还设有多根导柱，导柱上端连接至移动平台底部，下端穿过座体下部延伸至座体外，座体与导柱安装处还设有导向套；座体的顶部设有回转轴承。本发明通过升降、平移和回转的功能设计，实现了装配物在壳体内上下、水平移动及角度的旋转，保证了顶层药块的装配要求，装配效率高，操作步骤简单，使用方便。 | ||||||
| 195 | 一种多次起动火箭发动机及起动方法 | CN201910194739.3 | 2019-03-14 | CN110005546A | 2019-07-12 | 不公告发明人 |
| 本发明涉及航天推进技术领域，具体涉及一种多次起动火箭发动机及起动方法。多次起动火箭发动机采用从涡轮泵后端引出氧化剂和燃料，发生器点火燃烧产生一定压力的燃气驱动涡轮泵转动，实现火箭发动机的多次起动。其采用为燃气发生器泵送介质的方式实现涡轮泵的起动，其可实现火箭发动机的多次稳定起动，简化起动结构。 | ||||||
| 196 | 一种火箭发动机用防回火喷注器 | CN201910028418.6 | 2019-01-11 | CN109854412A | 2019-06-07 | 王子模; 关亮; 吉林; 刘昌国; 杨茗; 刘耀锋; 杨芳芳; 林庆国 |
| 本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。 | ||||||
| 197 | 一种固体燃料火箭发动机 | CN201410013228.4 | 2014-01-01 | CN104747319B | 2019-05-21 | 冯石文 |
| 一种固体燃料火箭发动机1，先将固体燃料制成小球粒，再在小球粒上复制一层膜，完全复盖燃料，后洗涤，干燥。2，发动机由点火器，灭火洗涤装置，吸水棉刷，导轨盘，导轨槽，活塞，连杆，药箱，药仓入口，喷口，喷头外壳，仓体，缸体，导轨槽钉组成。导轨盘固定不转动，上有一闭合的导轨槽，随缸体着旋转，导轨槽推动活塞作向心方向运动，药物进入缸内，继续旋转，导轨槽推动活塞作离心方向运动，将药物推出缸内，进入喷口，在点火器点燃，而发生爆燃。继续旋转，经过灭火洗涤，吸水，擦拭，继续旋转完成一周，周而复始，即隔离喷口和药仓通道，又将药物不断送进喷口发生爆燃。用于超高音速火箭和飞机。 | ||||||
| 198 | 一种火箭发动机喷注器液流试验系统 | CN201910064546.6 | 2019-01-23 | CN109668737A | 2019-04-23 | 不公告发明人 |
| 本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器液流试验系统。所述试验系统包括：喷注器测量系统；液流系统，与喷注器测量系统连通，用于对喷注器测量系统提供设定压力值的液流；其中，液流系统包括高压气瓶，一端与高压气瓶连通，另一端与喷注器测量系统连通的介质储箱，以及设置在高压气瓶与介质储箱之间的减压器，高压气瓶可通过减压器对介质储箱中的介质提供设定压力值，进而在实现整个试验系统可靠运行的同时，由于无需单独设计高压泵送设备，相关零部件易于获取或制造，使得整个试验系统的试验成本大大降低，同时降低了试验所需的周期。 | ||||||
| 199 | 推力调节阀及火箭发动机 | CN201811604892.0 | 2018-12-26 | CN109519304A | 2019-03-26 | 不公告发明人 |
| 本发明涉及火箭发动机领域，具体提供了一种推力调节阀及火箭发动机。推力调节阀设于燃气发生器上游，用以调节发动机推力，其包括：第一阀芯，设有第一节流孔；和第二阀芯，设有第二节流孔，第一阀芯和第二阀芯相对运动以使第一节流孔和第二节流孔具有重合部分且重合部分的面积连续变化，推进剂经重合部分流出，通过改变重合部分的面积以对流过重合部分的推进剂流量进行调节。本发明的推力调节阀对发动机推力调节的范围大、精度高、平稳性更好。 | ||||||
| 200 | 液体火箭发动机的一体化喷注器 | CN201910069996.4 | 2019-01-24 | CN109469559A | 2019-03-15 | 左安军; 王明哲; 郭利明; 刘业奎; 李文鹏; 李强; 潘浩; 孙侃 |
| 本发明涉及一种液体火箭发动机的一体化喷注器，包括底板、外筒、燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、涡流器和均流固定器，外筒具有中心轴，中心轴与外筒筒壁之间通过环形横板连接，环形横板将外筒内腔分为上腔和下腔；下腔的侧壁上设置多个燃料通孔，底部连接底板；底板上设置多个燃料喷嘴固定孔，环形横板上设置多个氧化剂喷嘴固定孔；燃料喷嘴和氧化剂喷嘴相适应的连接在每一对燃料喷嘴固定孔和氧化剂喷嘴固定孔之间；并在燃料喷嘴内壁和氧化剂喷嘴外壁之间形成燃料环形通道；氧化剂喷嘴顶端嵌入涡流器；上腔内设置均流固定器，均流固定器通过多个立柱一一对应固定每个涡流器。本发明简化了涡流器的固定结构，同时提高了氧化剂的流动均匀性。 | ||||||
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