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[发明专利]一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管-CN202111430166.3有效
发明人：黄驰;胡铭杰;尹佶欣;冯栩声;廖俊 -专利权人：湖北航泰科技有限公司
申请日： 2021-11-29 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明涉及一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管，包括喉衬、收敛段、隔热层、内烧蚀层和复合材料壳体，喉衬作为起始面层，收敛段、烧蚀层、隔热层以及复合材料壳体依次由内向外回转成型为喷管，在所有缠绕工作完成后整体进行一次热压固化成型；收敛段为碳纤维布带预浸料整体缠绕成型；烧蚀层在喉衬和模具上通过纤维或布带经缠绕而成；隔热层在烧蚀层外侧通过纤维或布带预浸料斜缠成型；复合材料壳体在隔热层外侧通过纤维或布带铺放或缠绕成型。本发明通过过渡结构树脂的共固化技术，一次完成复合材料喷管不同结构和功能层的固化，界面无化学结构性突变，从而使界面强度提高，无脱粘风险，同时还缩短了全复合材料喷管的生产周期。
一种一次固化成型复合材料发动机喷管

[实用新型]一种伺服机构自锁装置-CN202321404717.3有效
发明人：吴考;布向伟;魏凯;彭昊旻;徐国光;张弛 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-06-05 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种伺服机构自锁装置，属于飞行器姿态控制领域，包括驱动机构、作动机构、作动支耳、锁紧销和电磁铁组件；所述作动机构包括用于传动的传动丝杠；所述传动丝杠一端与所述驱动机构传动连接，在所述驱动机构的带动下转动；所述传动丝杠另一端与所述作动支耳旋转连接；所述传动丝杠上设置有与所述锁紧销相配合的锁紧槽；所述锁紧销配置成在所述电磁铁组件产生的电磁力作用下，伸入或伸出所述锁紧槽内。本实用新型能够有效的解决火箭在运输时伺服机构的锁紧问题，有效避免伺服机构作动器及火箭发动机在水平运输过程中的损害。
一种伺服机构装置

[发明专利]一种基于双级二次流射流的流体式推力矢量喷管及方法-CN202310402907.X在审
发明人：张鉴予;王天宇;范嘉康;刘传 -专利权人：张鉴予;王天宇;范嘉康;刘传
申请日： 2023-04-17 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K1/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于双级二次流射流的流体式推力矢量喷管及方法，包括：内喷段，上下截面沿着流体正向对称逐渐收紧；第一级控制缝，在靠近内喷段的入口上下对称且倾斜设置；第二级控制缝，在靠近内喷段的出口上下对称且倾斜设置；扩张段，上下截面衔接在所述内喷段的出口处并且沿着流体正向对称逐渐扩张；控制偏转组件，对应安装在第一级控制缝、第二级控制缝的出口处控制气流通过；内喷段和扩张段连通形成流道；第一级控制缝相对于流道轴线的倾斜角度大于第二级控制缝相对于流道轴线的倾斜角度。形成主流矢量偏转的细微调整方法与控制偏转方向方法。本发明实现了对主流偏转产生持久影响，克服了主流矢量偏转角度较小行业难题。
一种基于二次射流流体推力矢量喷管方法

[发明专利]核心机喷管及核心机、航空发动机-CN202210192322.5在审
发明人：王亚骏;何鹏;王维 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2022-03-01 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：本发明公开了一种核心机喷管及核心机、航空发动机，核心机喷管包括尾锥本体和喷管外筒，所述核心机喷管还包括尾锥套管，所述尾锥套管套设在所述尾锥本体的外表面，所述尾锥套管的外侧表面由型线I、型线II和连结点构成，所述型线I与所述尾锥本体的外表面相切，所述型线I和所述型线II通过所述连结点平滑相切连接，所述连结点与所述喷管外筒的端壁构成所述核心机喷管的喉道截面。核心机喷管的主流经过膨胀加速，由型线I汇聚到喉道截面，之后沿着型线II进一步膨胀。在此过程中，气流沿尾锥套管外表面膨胀加速的过程中，全程没有激波，没有气流分离，尾锥本体的末端静压小于环境压力，有利于轴承腔废气排出。
核心喷管航空发动机

[发明专利]一种嵌入扰流装置的分装组合固体发动机及其实验方法-CN202310711634.7在审
发明人：王革;杨铭;王富祺;王志邦;杨帅;周博成;陈焱;杨海威;关奔;杨泽南 -专利权人：哈尔滨工程大学
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：一种嵌入扰流装置的分装组合固体发动机及其实验方法，属于固体火箭发动机技术领域。分装组合固体发动机，包括扰流装置。实验方法，包括S1.确定注入发动机内流场燃气的质量流量及组分占比；S5.更换扰流段装置，重复实验；S6.计算发动机燃烧效率；S7.对比各组实验发动机的燃烧效率；S8.得出加入扰流装置前后对发动机燃烧效率的影响，得出不同扰流叶片数量对发动机燃烧效率的影响规律。本发明的扰流装置增强富燃燃气与富氧燃气的掺混程度，降低燃气轴向流速，提高燃烧效率，从而提高发动机的性能。本发明通过实验装置进气口分别注入富燃燃气和富氧燃气，替代发动机推进剂药柱自持燃烧产生燃气注入发动机内流场的过程，简化了装置及实验步骤。
一种嵌入装置分装组合固体发动机及其实验方法

[发明专利]一种火箭推进剂供给系统及火箭-CN202311006787.8在审
发明人：田蜜;布向伟;魏凯;彭昊旻;黄帅;李超;韩亚威;周硕;于树华 -专利权人：东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-08-11 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭推进剂供给系统及火箭，属于火箭发动机技术领域，包括推进剂贮箱和推进剂输送系统；推进剂贮箱包括两氧化剂贮箱和两燃料贮箱；同种推进剂贮箱设置于垂直于火箭轴心所在平面的同一直线上；推进剂输送系统包括相互独立的燃料输送系统和氧化剂输送系统；燃料输送系统包括一圆环形氧化剂环管；两氧化剂贮箱的出口端均氧化剂环管连通；氧化剂输送系统包括一圆环形燃料环管；两燃料贮箱的出口端均燃料环管连通。本发明能够大大简化系统管路布局，减轻系统结构重量，同时有效减小液路管路流阻。
一种火箭推进供给系统

[发明专利]一种水-铝粉末火箭超燃冲压发动机-CN202310858596.8在审
发明人：孙海俊;蔡运臻;沈文;胡晓安;徐义华 -专利权人：南昌航空大学
申请日： 2023-07-13 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种水‑铝粉末火箭超燃冲压发动机，由水‑铝粉末火箭和超燃冲压发动机组成；其中，水‑铝粉末火箭包括储水箱、粉末储箱、燃料管道和燃气发生器。在少量水的流化作用下，铝粉输入燃气发生器中，在高温环境下，生成三氧化二铝和氢气；生成的产物与未完全反应的铝粉混合组成气固两相流，通过喉管以射流的方式进入超燃冲压发动机燃烧室中。由于氢气具有高热值，其火焰传播速度较快，因此能够解决燃烧室中因来流过快导致粉末燃料点火困难的难题；射流的掺混过程还提高了燃料与主流之间的掺混效率；同时，水、铝粉末输送的关停和流率控制可调，可实现发动机的推力调节，以适应不同飞行阶段的需求。
一种粉末火箭冲压发动机

[发明专利]三组元气膜冷却同轴剪切喷注以及火箭发动机-CN202310932068.2在审
发明人：俞南嘉;焦博威;李天文;赵亚明;郭雪松;师浩然 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-07-27 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种三组元气膜冷却同轴剪切喷注器以及火箭发动机。三组元气膜冷却同轴剪切喷注器包括导流管、同轴剪切喷嘴以及边界冷却喷注面板；同轴剪切喷嘴内形成有与预热室连通的且能够存储高温燃气的第一集气腔，导流管的一端与第一集气腔连通且另一端穿过边界冷却喷注面板与主燃室连通以将第一集气腔内的高温燃气导通至主燃室；同轴剪切喷嘴沿径向方向形成有第二导流通道，边界冷却喷注面板与导流管之间形成有与第二导流通道导通的且用于向主燃室导入气体介质的导流缝隙；边界冷却喷注面板形成有能够向主燃室导入气膜冷却介质的第三导流通道。本申请减少了喷注结构的复杂程度，减轻了喷注结构重量。
元气冷却同轴剪切以及火箭发动机

[发明专利]脉冲射扇发动机-CN202210628216.7在审
发明人：赵渺;赵书柱 -专利权人：北京啮研科技有限公司
申请日： 2022-06-06 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K7/12 文献下载
摘要：本申请公开一种脉冲射扇发动机，适用于航空动力。将扇叶作为喷管使用，构成射扇。射扇进流口由叶片分割出数量较多的通道，每条通道对应一个扇叶形喷管。环绕射扇的扇叶形喷管构成单级轴流风扇与喷射阵列，进流口分割叶片构成离心风扇兼斜流涡轮。喷射反冲力与进流口斜流涡轮，构成旋转驱动。高能分束射流注入射扇进流口，使扇叶形喷管处于脉冲喷射状态。扇叶形喷管的尾流作用于喷口，使喷口区气体密度增加，气体惯性构成反作用力、气体增量构成反作用力增量，使脉冲喷射的反冲能量提高、推力增大，能量转化率提高。谐振腔与涵道组成射扇喷道，谐振腔反冲波阻导致扇背压力提高，发动机的高空性能提升，形成优势互补扇喷复合型发动机。
脉冲发动机

[发明专利]具有带非环形入口的机舱的涡轮风扇发动机-CN202310209677.5在审
发明人：亚瑟·威廉·西巴赫;布兰登·韦恩·米勒 -专利权人：通用电气公司
申请日： 2023-03-07 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K3/06 文献下载
摘要：一种涡轮风扇发动机，包括：风扇，风扇具有多个风扇叶片；涡轮机，涡轮机可操作地联接到风扇以驱动风扇，涡轮机包括处于串行流动顺序并且一起限定核心空气流动路径的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；机舱，机舱围绕并至少部分地包围风扇，机舱包括机舱的前缘处的入口，入口限定非环形的内部入口表面；以及入口预旋流特征，入口预旋流特征位于多个风扇叶片的上游，入口预旋流特征附接到机舱或集成到机舱中。
具有环形入口机舱涡轮风扇发动机

[发明专利]一种复合固体火箭发动机、装药方法及灌装设备-CN202210447995.0有效
发明人：杜建宏;舒畅;马超 -专利权人：西安零壹空间科技有限公司;重庆零壹空间航天科技有限公司;重庆零壹空间科技集团有限公司;北京零壹空间电子有限公司;北京零壹空间技术研究院有限公司
申请日： 2022-04-27 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： F02K9/12 文献下载
摘要：本发明涉及固体火箭发动机领域，具体公开了一种复合固体火箭发动机，包括发动机壳体以及同轴设置在发动机壳体内的药柱，所述药柱包括由燃速依次减小的推进剂制成的第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的外径依次增大且依次同轴重叠设置。在采用本方案中药柱在燃烧时，第1环状层、第2环状层、第3环状层···第m环状层的燃烧面一直变大能与其燃速依次减小相配合，能够让药柱点燃后燃烧的过程中，实现发动机工作时质量流率在设定的范围内波动，推力波动维持在要求的范围内，效果近似等质量流率燃烧。
一种复合固体火箭发动机药方灌装设备

[发明专利]喷管及两相流场实验系统-CN202310942802.3在审
发明人：朱浩;柯义明;孙俊杰;郭海洲;姜宪珠;张源俊;蔡国飙 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-07-28 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明涉及火箭动力装置技术领域，尤其是涉及一种喷管及两相流场实验系统。所述喷管，包括：管道，所述管道包括：支板，在第一方向上，相对间隔设有所述支板；所述支板包括相互连接的收缩段和扩张段，在由所述收缩段至所述扩张段的方向上，所述收缩段至所述管道的中心线的距离逐渐减小，所述扩张段至所述管道的中心线的距离逐渐增大；所述支板上设有平面状照光窗口；透光板，在与所述第一方向相交的第二方向上，所述透光板固定在所述基座的一侧；遮光板，在所述第二方向上，所述透光板固定在所述基座的另一侧。该喷管采用装配式结构，方便开窗设置平面状照光窗口，从而保障拍摄的清晰度。
喷管两相实验系统

[发明专利]一种火箭发动机等离子体点火器-CN202310529269.8在审
发明人：王红霞;苏业环;谢侃 -专利权人：遨天科技（北京）有限公司
申请日： 2023-05-11 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明提出了一种火箭发动机等离子体点火器，包括：依次连接的点火器头、背压转接器、供电接头；其中，供电接头与外部电源连接，响应于外部电源的电流脉冲输入，将电流脉冲通过背压转接器传递至点火器头；点火器头包括呈环状依次设置的阴极层、介质层、阳极层；阴极层以及阳极层接收电流脉冲后产生电势差，并在介质层的作用下发生放电，放电产生的焦耳能量用于引燃气液燃料混合物。本发明安装简单，发射前无需人工装填，并且通过对点火器头的介质层添加一层金属层，可使得产生的焦耳能量不会随大气密度改变。
一种火箭发动机等离子体点火器

[发明专利]一种压力传感点火装置、火箭模型-CN202310592327.1在审
发明人：刘龙斌;侯景洋;赵嘉滨;凌政辉;黄晓锋 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-05-24 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明涉及一种压力传感点火装置、火箭模型。包括本体，本体设置在第一连接件与第二连接件之间，本体包括点火件及压力监测组件；压力监测组件朝向第一连接件设置并与第一连接件相连，用以监测第一连接件的压力变化；点火件朝向第二连接件设置并与第二连接件相连，以在第一连接件的压力变化达到设定值时点燃第二连接件内的燃料，实现自动点火。本发明提供的一种压力传感点火装置结构简单，稳定性好，重复利用率高。
一种压力传感点火装置火箭模型

[发明专利]泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置及方法-CN202310633875.4在审
发明人：郭维;张晓军;王猛;李元启;姜勇;许元;王冠男;王鹏武;兰晓辉 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-05-31 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，以解决现有技术无法准确获取火箭发动机的起动参数，致使发动机存在起动失败的风险的问题。具体包括气体供应单元和水介质供应单元；气体供应单元包括供气瓶组、驱动路减压器及缓冲气瓶；供气瓶组的输出端连接缓冲气瓶的输入端，供气瓶组中的气压大于火箭发动机的起动气压；驱动路减压器安装于供气瓶组与缓冲气瓶之间的管路上；缓冲气瓶的输出端连接火箭发动机的起动器；缓冲气瓶与起动器之间的管路上沿气流方向依次设有通断阀和控制阀；水介质供应单元包括水箱及挤压气组件；水箱分别与火箭发动机的氧化剂入口管以及燃料剂入口管连通，其管路上设置有隔离阀；挤压气组件与水箱连通。
泵压式液体火箭发动机系统起动试验装置方法