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[实用新型]液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构-CN202020319384.4有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本实用新型提供的液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体，其外壁由内层和外层构成夹层结构，推力室本体的前端设有分别与夹层结构连通的冷却剂入口和冷却剂出口；夹层结构内由若干轴向肋条分割成多条冷却通道，冷却通道包括流入通道和流出通道，流入通道与冷却剂入口连通，流出通道与冷却剂出口连通；流入通道和流出通道在夹层结构的后端连通。本实用新型的夹层结构内的流入通道与流出通道，能够实现对推力室本体的双向流动换热，实现了汇集变向，避免了冷却进液供应结构的额外结构，使结构大幅简化。
液体火箭发动机往复再生冷却集成推力室身部结构

[发明专利]一种喷注单元结构及双组元喷注器-CN202010814269.9在审
发明人：彭小波;张玺;高翔宇;鲍启林;刘岳曦 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-08-13 - 公布日： 2020-10-23 - 主分类号： F23R3/10 文献下载
摘要：本发明涉及喷注燃烧器技术领域，具体涉及一种喷注单元结构及双组元喷注器。所述喷注单元结构包括：燃料剂喷嘴，其侧壁上设置有至少一个径向孔；氧化剂喷嘴，其至少部分的套设于所述燃料剂喷嘴内部；所述氧化剂喷嘴内部贯穿，并与所述径向孔共同与喷注口导通。本发明提供的喷注单元结构，燃料剂喷嘴与氧化剂喷嘴采用嵌套式的结构设置，使得氧化剂喷嘴的第一端与设置在燃料剂喷嘴侧壁上的径向孔共同与所述燃料剂喷嘴的第二端构造成的喷注口导通。
一种单元结构双组元喷注器

[发明专利]一种推力室及火箭发动机-CN202010815290.0在审
发明人：彭小波;张玺;刘岳曦;高翔宇;鲍启林 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-08-13 - 公布日： 2020-10-23 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种推力室及火箭发动机。推力室，包括：推力室头部；推力室身部，包括推力室内壁、与推力室内壁间隔设置的推力室外壁、冷却通道及处于推力室内壁内的燃烧腔；喷注器，设于推力室头部靠近推力室身部的一端，包括喷注器本体，及设于喷注器本体上、相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构，燃料喷注结构包括靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构及沿燃烧腔的延伸方向设置的中部喷注结构，氧化剂喷注结构与中部喷注结构相邻设置。由于靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构向靠近推力室内壁处喷注燃料，而无氧化剂喷注，能够在靠近推力室内壁处形成低温保护层，防止高温燃气直接作用于推力室内壁，降低损坏。
一种推力火箭发动机

[实用新型]一种爆破阀-CN202020318467.1有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-10-23 - 主分类号： F16K17/16 文献下载
摘要：本实用新型提供的一种爆破阀，属于安全泄压技术领域，包括：压盖，具有第一流出通道；爆破片，覆盖在第一流出通道的出口处，具有部分支撑在压盖上，环形刻痕位于爆破片的用于支撑在压盖上的区域上；壳体，一端抵接在爆破片上，并与压盖密封连接；壳体的用于抵接爆破片的一端与爆破片的环形刻痕的外部区域接触；壳体内具有用于与第一流出通道连通的第二流出通道，第二流出通道与第一流出通道同心设置。本实用新型的环形刻痕在爆破阀内部的位置关系，当爆破片的朝向壳体一侧受到检测压力时，爆破片产生变形的位置位于环形刻痕的内部，爆破片不会沿环形刻痕产生变形；能够避免气密性检测对爆破片承压能力的影响。
一种爆破

[实用新型]液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构-CN202020319404.8有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本实用新型提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体和点阵结构层；推力室本体包括燃烧室和喷管；点阵结构层紧贴推力室本体，并包覆于推力室本体的外壁上。本实用新型的点阵结构层增大了推力室本体外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，有助于降低推力室身部温度，提升产品工作可靠性；同时，点阵结构层增加了推力室本体的刚度与强度。
液体火箭发动机辐射冷却推力室身部结构

[实用新型]管路折弯装置-CN201922139384.6有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2019-12-03 - 公布日： 2020-10-09 - 主分类号： B21D7/022 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种管路折弯装置包括：连接部，其上设置有折弯轮；设置在所述连接部上，且彼此间可做开合运动的第一臂和第二臂；第一限位组件和第二限位组件，分别可滑动地设置在所述第一臂和所述第二臂上，所述第一限位组件和第二限位组件适于限制管路的两端。本实用新型中的管路折弯装置对不同的折弯管路具有良好的适用性。
管路折弯装置

[实用新型]一种蓄能密封结构以及用于高压易汽化介质的动密封装置-CN201922428574.X有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2019-12-27 - 公布日： 2020-09-29 - 主分类号： F04D29/12 文献下载
摘要：本实用新型涉及密封技术领域，具体涉及一种蓄能密封结构以及用于高压易汽化介质的动密封装置。一种蓄能密封结构，包括：至少一个弹性外壳，具有相对设置的一对弹性臂，一对所述弹性臂的一端相连，另一端形成有允许介质进入一对所述弹性臂之间的空间的开口，所述弹性臂包括成夹角设置的第一支臂和第二支臂，所述第一支臂与所述弹性外壳的轴线之间的第一夹角大于所述第二支臂与所述弹性外壳的轴线之间的第二夹角；至少一个蓄能弹性件，设于所述弹性外壳的空间中，用于支撑所述弹性外壳，并在受到压力作用时发生形变蓄能。本实用新型提供了一种结构简单，密封效果好的蓄能密封结构以及用于高压易汽化介质的动密封装置。
一种蓄能密封结构以及用于高压汽化介质装置

[发明专利]一种三自由度平台-CN202010714799.6在审
发明人：彭小波;孙澜;付帅 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-07-22 - 公布日： 2020-09-25 - 主分类号： B25B27/00 文献下载
摘要：本发明涉及支撑装配结构技术领域，具体涉及一种三自由度平台，包括：底座、通过第一平移机构可沿X轴方向滑动地设在底座上的第一移动平台、通过第二平移机构可沿Y轴方向滑动地设在第一移动平台上的第二移动平台、通过旋转机构可绕Z轴旋转地设在第二移动平台上的工作平台。在调整被装配件在X轴方向的位置时，旋转第一转动件，第一转动件带动第一螺杆在第一固定座上转动，第一从动块在第一螺杆上滑动，带动第一移动平台沿X轴方向移动，人工只需要旋转第一转动件即可驱动第一移动平台、第二移动平台、工作平台同时沿X轴方向移动，省时省力，有利于提高装配效率，且能精确控制第一平台移动的距离。
一种自由度平台

[实用新型]液体火箭推力控制系统、液体火箭-CN201922445474.8有效
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2019-12-27 - 公布日： 2020-09-15 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本实用新型中提供了一种液体火箭推力控制系统、液体火箭，一种液体火箭推力控制系统包括：泵送装置，所述泵送装置的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统连通，出口处并联设置有若干调节支路；所述调节支路上设置有：计量阀；串联在所述计量阀两端的恒压差节流阀；以及开闭阀，用以控制所述调节支路的通断；其中若干所述调节支路作用于至少一个动力装置。本实用新型中的液体火箭推力控制系统可有效提高火箭的推重比的同时，也可实现对火箭推力的精确调节。
液体火箭推力控制系统

[发明专利]流量阀、液体火箭供料系统、液体火箭-CN202010600800.2在审
发明人：彭小波;魏一;张玺 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-06-28 - 公布日： 2020-09-04 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本发明涉及液压阀技术领域，具体涉及一种流量阀、液体火箭供料系统、液体火箭。一种流量阀，包括节流腔室和稳压腔室，经进流口流入的流体在节流腔室上的第一节流口的作用下，实现节流作用，第一节流口前后流体压力发生改变，为了保证第一节流口前后压差的稳定，本发明中设置了稳压腔室，当第一节流口前后的压差发生变化时，稳压腔室中的弹性件感知到压力的变化，驱动第二调节件运动，运动的第二调节件以控制第二节流口的开度，第二节流口与出流口连通，调节第二节流口的开度可调节第一节流口后面腔体内的压力，从而保证第一节流口前后压差的稳定，在压差稳定的情况下，可保证流经流量阀的液体流量的稳定性，从而保证流体供应的稳定。
流量液体火箭供料系统

[发明专利]一种试验工装-CN202010487286.6在审
发明人：彭小波;孙澜;程关心 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-06-01 - 公布日： 2020-08-25 - 主分类号： G01N3/12 文献下载
摘要：本发明提供的一种试验工装，包括：固定座；第一夹壁，设置在固定座上；第二夹壁，设置在固定座上，且第一夹壁、和/或第二夹壁相对固定座可移动，第一夹壁或第二夹壁上设有适于与试验管路连通的流体通道；第一夹壁与第二夹壁相对的面上设有多个呈环状的第一安装位，第一安装位上适于安装环形密封圈，且多个第一安装位共圆心；第二夹壁与第一夹壁相对的面上设有多个呈环状的第二安装位，第二安装位上设于安装环形密封圈，且多个第二安装位共圆心。当待测试件端部的直径不同时，可根据待测试件端部的直径，选择合适的安装位并在安装位内设置密封圈，以密封待测试件的端部，能够对不同直径的待测试件进行测试，通用性好。
一种试验工装

[发明专利]一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭-CN202010393582.X在审
发明人：彭小波;董彦民;张勇 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-05-11 - 公布日： 2020-07-10 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明公开一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭，其中发动机喷管包括喷管壳体；绝热层；背衬；扩散段；其中所述喉衬和所述绝热层两者之间设置有相邻的相邻连接面，所述相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离，大于或等于所述相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离。通过上述设置，放开了对喉衬的轴向约束，能够降低轴向拉应力，从而避免了现有技术中因绝热层限制喉衬膨胀而导致喉衬断裂等的情况出现；以及可增加收敛比，使得第一连接点远离喷管的回转轴线设置，使得远离喉衬上的最近点越远可降低了燃气的流速，以减小对绝热层和喉衬两者之间的相邻连接面的烧蚀，以提高结构的可靠性。
一种发动机喷管固体火箭发动机火箭

[发明专利]一种爆破阀-CN202010177345.X在审
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-06-05 - 主分类号： F16K17/16 文献下载
摘要：本发明提供的一种爆破阀，属于安全泄压技术领域，包括：压盖，具有第一流出通道；爆破片，覆盖在第一流出通道的出口处，具有部分支撑在压盖上，环形刻痕位于爆破片的用于支撑在压盖上的区域上；壳体，一端抵接在爆破片上，并与压盖密封连接；壳体的用于抵接爆破片的一端与爆破片的环形刻痕的外部区域接触；壳体内具有用于与第一流出通道连通的第二流出通道，第二流出通道与第一流出通道同心设置。本发明的环形刻痕在爆破阀内部的位置关系，当爆破片的朝向壳体一侧受到检测压力时，爆破片产生变形的位置位于环形刻痕的内部，爆破片不会沿环形刻痕产生变形；能够避免气密性检测对爆破片承压能力的影响。
一种爆破

[发明专利]液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构-CN202010177346.4在审
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-05-22 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体和点阵结构层；推力室本体包括燃烧室和喷管；点阵结构层紧贴推力室本体，并包覆于推力室本体的外壁上。本发明的点阵结构层增大了推力室本体外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，有助于降低推力室身部温度，提升产品工作可靠性；同时，点阵结构层增加了推力室本体的刚度与强度。
液体火箭发动机辐射冷却推力室身部结构

[发明专利]液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构-CN202010177945.6在审
发明人：彭小波;刘中祥;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司;北京星际荣耀科技有限责任公司;北京星际智造科技有限公司
申请日： 2020-03-13 - 公布日： 2020-05-15 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供的液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体，其外壁由内层和外层构成夹层结构，推力室本体的前端设有分别与夹层结构连通的冷却剂入口和冷却剂出口；夹层结构内由若干轴向肋条分割成多条冷却通道，冷却通道包括流入通道和流出通道，流入通道与冷却剂入口连通，流出通道与冷却剂出口连通；流入通道和流出通道在夹层结构的后端连通。本发明的夹层结构内的流入通道与流出通道，能够实现对推力室本体的双向流动换热，实现了汇集变向，避免了冷却进液供应结构的额外结构，使结构大幅简化。
液体火箭发动机往复再生冷却集成推力室身部结构