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[发明专利]推力发动机-CN200980146242.9无效
发明人：盖伊·西尔弗;吴俊龙 -专利权人：盖伊·西尔弗;吴俊龙
申请日： 2009-09-22 - 公布日： 2011-10-12 - 主分类号： F03H99/00 文献下载
摘要：叶片可被定位在封闭的发动机内以产生大于使流体移动通过叶片所需要的力的力，从而对于封闭的发动机产生推力。推力的方向和大小可通过控制流体流动的方向而控制。根据本发明，在推力发动机内流动的流体可为气态的或液态的。本发明的推力发动机在可配置的环境中使用一个或多个翼以产生有方向的力。根据本发明的推力发动机可通过改变例如密度或速度的流体参量、翼参量(例如翼几何形状、翼的平表面面积或升力系数)、翼的数量和位置、流体怎样接收能量、流体运动、固定的或可移动的翼和流体路径而被配置。
推力发动机

[实用新型]一种试车台发动机推力测量装置-CN202220152346.3有效
发明人：刘国林;韩伟;胡峥;阮家麟;曹聪;王义新;樊晓鸣;朱奕 -专利权人：上海寰宇乾堃航天科技有限公司
申请日： 2022-01-20 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： G01M15/00 文献下载
摘要：本实用新型揭示了一种试车台发动机推力测量装置，包括支撑架、推力架、校准装置和预紧装置；所述推力架设置在所述支撑架的上方，用于安装发动机以及测量发动机的推力数值；所述校准装置设置在所述推力架内，用于模拟发动机推力以及测量模拟发动机推力的数值；所述预紧装置设置在所述推力架上，用于平衡与发动机测试过程中的负推力。本实用新型通过上述装置的配合使用，令在对发动机推力进行测量前，首先对负推力进行平衡抵消，然后进行模拟发动机推力的校准，从而使得发动机推力测量结果较为准确。
一种试车发动机推力测量装置

[发明专利]一种发动机矢量推力失效下的飞行重构与容错控制系统及方法-CN202310181062.6在审
发明人：刘贞报;王宝栋;刘昕;王潇;党庆庆;赵闻 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-02-28 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： G05B9/03 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机矢量推力失效下的飞行重构与容错控制系统，属于飞行控制领域。本发明的系统由故障诊断模块与容错控制模块组成。所述故障检测模块，用于估计发动机矢量推力预测值，比较实际发动机矢量推力和估计发动机矢量推力，判断发动机矢量推力是否存在故障；所述容错控制模块，用于在发动机矢量推力失效时，建立修正发动机推力矢量方程组及发动机模型，利用广义最小方差控制方法实现对发动机的容错控制。广义最小方差控制器输出飞机发动机的推力控制信号，经发动机原有控制分配部件完成在推力部分失效状态下的控制，保证飞机平稳安全飞行。
一种发动机矢量推力失效飞行容错控制系统方法

[发明专利]一种超音速发动机试验台进气推力测量装置及使用方法-CN201911189181.6在审
发明人：蒋立军;王文彬;郭建宇 -专利权人：北京航天三发高科技有限公司
申请日： 2019-11-28 - 公布日： 2020-01-17 - 主分类号： G01L5/13 文献下载
摘要：一种超音速发动机试验台进气推力测量装置，包括进气系统，发动机推力测量台架和高空模拟舱；高空模拟舱为密封的壳体结构，发动机推力测量台架固定安装在所述高空模拟舱内，被试发动机安装在发动机推力测量台架上；进气系统与被试发动机连通本发明的超音速发动机试验台进气推力测量装置，设置拉瓦尔型的超音速喷管，实现超音速发动机试验时，超音速进气状态模拟，通过发动机进气供给源模拟发动机进气流量，进气总压，同时，通过氧气供给源为发动机进气进行补氧并通过温度模拟单元模拟发动机的进气温度，实现了发动机进气的真实模拟，模拟精度高，此外，其发动机推力测量台架，实现了发动机推力的测量，结构简单。
发动机推力测量台超音速发动机进气高空模拟舱发动机试验台模拟发动机测量装置进气推力进气系统温度模拟单元超音速喷管发动机安装发动机试验氧气供给源进气流量进气状态壳体结构拉瓦尔型真实模拟供给源补氧进气总压连通密封发动机测量气温

[发明专利]飞机滑行系统-CN200980122469.X有效
发明人：布里杰·B·巴尔加瓦 -专利权人：阿什曼集团有限公司
申请日： 2009-06-12 - 公布日： 2011-06-01 - 主分类号： B64D27/20 文献下载
摘要：用于客机的推力系统提供了至少一个飞行发动机(66)和一个滑行发动机(70)，其中所有飞行发动机一起提供在起飞推力方向中的起飞推力(65)，滑行发动机提供不超过起飞推力的15％且指向与起飞推力方向基本上相同的滑行推力因此滑行推力足以使飞机沿滑行路径滑行。在该系统的一个实施例中，滑行推力不超过飞行推力的7.5％。在该系统的另一实施例中，飞行发动机总共具有一个飞行发动机重量，且滑行发动机重量不超过飞行发动机重量的10％。在该系统的一个实施例中，滑行发动机重量不超过飞行发动机重量的7.0％。在该系统的另一实施例中，滑行发动机具有一个额定推力且被配置为使滑行推力在额定推力的40％和100％之间。在该系统的另一实施例中，滑行发动机包括一个可旋转的发动机部分(80)以在一个方位角(82)上使所述滑行推力转向，以协助沿滑行路径滑行。
飞机滑行系统

[实用新型]一种超音速发动机试验台进气推力测量装置-CN201922087726.4有效
发明人：蒋立军;王文彬;郭建宇 -专利权人：北京航天三发高科技有限公司
申请日： 2019-11-28 - 公布日： 2020-06-19 - 主分类号： G01L5/13 文献下载
摘要：一种超音速发动机试验台进气推力测量装置，包括进气系统，发动机推力测量台架和高空模拟舱；高空模拟舱为密封的壳体结构，发动机推力测量台架固定安装在所述高空模拟舱内，被试发动机安装在发动机推力测量台架上；进气系统与被试发动机连通本实用新型的超音速发动机试验台进气推力测量装置，设置拉瓦尔型的超音速喷管，实现超音速发动机试验时，超音速进气状态模拟，通过发动机进气供给源模拟发动机进气流量，进气总压，同时，通过氧气供给源为发动机进气进行补氧并通过温度模拟单元模拟发动机的进气温度，实现了发动机进气的真实模拟，模拟精度高，此外，其发动机推力测量台架，实现了发动机推力的测量，结构简单。
一种超音速发动机试验台推力测量装置

[发明专利]一种发动机试验台进气推力测量装置及使用方法-CN201911189178.4在审
发明人：周皓;康宏博;许海涛 -专利权人：北京航天三发高科技有限公司
申请日： 2019-11-28 - 公布日： 2020-01-17 - 主分类号： G01L5/13 文献下载
摘要：一种发动机试验台进气推力测量装置，包括进气系统，发动机推力测量台架和模拟舱；发动机推力测量台架固定安装在所述模拟舱内，被试发动机安装在发动机推力测量台架上；进气系统与被试发动机连通。本发明的发动机试验台进气推力测量装置及其使用方法，其进气系统采用先调节进气总压和氧含量，再调节进气总温，然后精调进气总压后，供油点火的方式，调节速度快，节省了试车台发动机进气模拟的调节时间，降低了试验成本此外，其发动机推力测量台架，实现了发动机推力的测量，结构简单。
发动机推力测量台进气系统发动机试验台测量装置进气推力模拟舱进气总压发动机安装发动机进气试验成本试车台供油连通点火发动机测量能源

[实用新型]一种发动机试验台进气推力测量装置-CN201922089204.8有效
发明人：周皓;康宏博;许海涛 -专利权人：北京航天三发高科技有限公司
申请日： 2019-11-28 - 公布日： 2020-06-19 - 主分类号： G01L5/13 文献下载
摘要：一种发动机试验台进气推力测量装置，包括进气系统，发动机推力测量台架和模拟舱；发动机推力测量台架固定安装在所述模拟舱内，被试发动机安装在发动机推力测量台架上；进气系统与被试发动机连通。本实用新型的发动机试验台进气推力测量装置及其使用方法，其进气系统采用先调节进气总压和氧含量，再调节进气总温，然后精调进气总压后，供油点火的方式，调节速度快，节省了试车台发动机进气模拟的调节时间，降低了试验成本此外，其发动机推力测量台架，实现了发动机推力的测量，结构简单。
一种发动机试验台推力测量装置

[发明专利]一种基于推力传递的地面台推力系数标定方法-CN202310271640.5在审
发明人：刘作宏;高为民;张帅;何志强;许光磊;王明金;白伟;康忱 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-03-20 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机标定领域，为一种基于推力传递的地面台推力系数标定方法，通过先将一发动机安装至露天台架，先进行检查；采集当前环境参数，进行多次当前环境下的发动机基准推力试验，得到对应的发动机推力值；经过换算，得到基准推力；而后将发动机移至其它地面台架，对台架推力系统和测量系统进行检查，检查完成后，进行多次当前环境下的室内发动机推力试验，得到对应的发动机推力值；经过换算，得到标准推力；根据基准推力和标准推力的数值得到对应地面台架的台架换算系数通过考虑不同台架上不同的环境引出对发动机的推力进行修正，从而能够快速、方便的获取发动机准确的推力系数，在不同台架件进行标准化推力传递。
一种基于推力传递地面系数标定方法

[实用新型]一种发动机安装结构-CN201922139462.2有效
发明人：邹耀斌;朱成香;易坚;杨艳萍;刘伟;卢建寅;高阳;袁辉 -专利权人：江西洪都航空工业集团有限责任公司
申请日： 2019-12-04 - 公布日： 2020-09-01 - 主分类号： B64D27/26 文献下载
摘要：本实用新型提供的一种发动机安装结构，包括侧推力梁、前导轨、发动机支座、前框和后框，侧推力梁、前导轨均固定在前框和后框上，发动机支座固定在发动机上，侧推力梁一端设有导轨和限位板，发动机支座固定在侧推力梁上，发动机支座可在导轨上移动。限位板设置在侧推力梁一端边缘，用于发动机支座的限位；通过移动发动机沿前导轨移动，再通过侧推力梁的导轨抬升，将引导到指定位置固定。本实用新型公开的一种发动机安装结构，采用导轨引导发动机安装并用螺栓固定的装配形式，有效解决了小微型飞机空间小操作难度高的难题，便于发动机快速拆装，同时通过侧推力梁与框及蒙皮连接，抬高发动机，使发动机与前导轨之间形成间隙，有效地保护了发动机。
一种发动机安装结构

[发明专利]一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法-CN202010350523.4有效
发明人：李骥;关轶峰;胡锦昌;张洪华 -专利权人：北京控制工程研究所
申请日： 2020-04-28 - 公布日： 2021-07-13 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：一种基于并联变推力发动机的软着陆姿轨一体控制方法，属于航天器制导控制技术领域，包括如下步骤：S1、根据发动机组总的变推力能力范围，对制导指令推力进行限幅，然后利用限幅后的制导指令推力计算每台发动机指令推力的最小范数解，并作为每台发动机的标称指令推力；S2、根据指令力矩，确定每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量；S3、根据S1中所述的每台发动机的标称指令推力，和，S2中所述的每台发动机在标称指令推力基础上的最终调节量，确定每台发动机的推力指令。
一种基于并联推力发动机软着陆一体控制方法

[发明专利]燃气涡轮发动机及组装其的方法-CN201511036164.0有效
发明人： D·T·扎托尔斯基;P·J·隆内曼;A·R·斯图尔特 -专利权人：通用电气公司
申请日： 2015-11-20 - 公布日： 2017-12-22 - 主分类号： F02K3/06 文献下载
摘要：提供了一种具有正推力模式和反推力模式的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括用于在发动机的正推力模式中产生正推力和在发动机的反推力模式中产生反推力的可变节距风扇。发动机还包括围绕可变节距风扇的风扇罩，其中风扇罩形成用于由风扇产生的气流的旁通通道。风扇罩包括限定旁通通道的物理流动区域的后缘，以及构成为用于偏转接近后缘的气流的偏转装置，其中偏转装置构成为用于在发动机的反推力模式中工作。在发动机的正推力模式和发动机的反推力模式中，在后缘的旁通通道的物理流动区域保持相同。
燃气涡轮发动机组装方法

[发明专利]动能发动机-CN201710420764.X在审
发明人：司长松 -专利权人：司长松
申请日： 2017-06-07 - 公布日： 2017-09-29 - 主分类号： F02B75/32 文献下载
摘要：本发明提供的通用动能发动机能克服现有活塞往复式发动机在功重比，冲量损耗，侧压损耗方面的缺陷；航空动能发动机能显著提高发动机推重比，具有涵道风扇推力，塞压喷气推力，亚燃冲压推力三种发动机运行模态，能为超声速飞机提供高能效比动力；空天动能发动机具有涵道风扇推力，塞压喷气推力，亚燃冲压推力，超燃冲压推力，塞压火箭推力五种发动机运行模态，能以最经济的方式为空天飞机提供一级入轨动力。
动能发动机

[发明专利]满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法-CN201711174617.5有效
发明人：蒋紫春;陈宝延;赵英;贾晋伟;吴祥 -专利权人：北京动力机械研究所
申请日： 2017-11-22 - 公布日： 2019-07-02 - 主分类号： G01M15/05 文献下载
摘要：本发明涉及一种满足无人机用发动机宽包线范围推力需求的控制方法，涉及发动机技术领域。本发明通过发动机性能仿真及试验验证，获取了不同温度下发动机着陆推力、飞行慢车推力、飞行最大推力的发动机高转转速和风扇后气流温度参数，据此设计了发动机推力控制策略，制定了一种满足无人机宽工作范围稳定工作及油门‑推力特性控制的设计方法，解决了无人机在高升限、宽温域范围内要求发动机飞行推力较大、着陆推力较低的使用需求。
发动机推力需求包线飞行着陆发动机技术领域发动机推力发动机性能控制策略推力特性温度参数最大推力风扇油门宽温验证试验制定

[发明专利]固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算方法-CN202011192217.9在审
发明人：李新田;司世才;赵君伟;孙兴;蔡强;李冬;谢鹏年;秦华海;扈明;王林;朱江;赵晓宁;许诺;王雪坤;李延成;蒲晓航;黄慧慧;常浩 -专利权人：中国运载火箭技术研究院
申请日： 2020-10-30 - 公布日： 2021-02-26 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算方法，包括：建立含反喷管推力终止的固体发动机物理模型；根据含反喷管推力终止的固体发动机物理模型，解算得到在给定压强下发动机产生的合推力；根据发动机燃气生成与排出守恒方程，采用龙格库塔法，确定发动机燃烧室压强、发动机产生的合推力随时间的变化情况。本发明结合发动机推力终止反喷管型面特点，根据气动参数关系和流动守恒方程，实现了固体火箭发动机推力终止泄压过程内弹道性能计算，解决了现有技术存在的计算精度与复杂度之间的矛盾问题。
固体火箭发动机推力终止过程弹道性能计算方法

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