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[发明专利]一种无绝热结构固体火箭发动机-CN202210792965.3在审
发明人：靳向往;刘国斌;赵猛 -专利权人：内蒙动力机械研究所
申请日： 2022-07-05 - 公布日： 2022-10-04 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种无绝热结构固体火箭发动机。包括前顶盖、点火装置、挡药板、药柱、燃烧室壳体、喷管及堵盖，所述燃烧室壳体前后端部通过挡药板固定药柱，防止药柱在燃烧室壳体内晃动，所述燃烧室壳体前端部与前顶盖密封连接，点火装置置于前顶盖与药柱间，所述燃烧室壳体后端部与喷管密封连接所述前顶盖与燃烧室壳体、燃烧室壳体与喷管连接处均设置密封圈，防止高温高压燃气泄漏。所述挡药板上设置缓冲垫。所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖材料选用钢材。本发明提供一种无绝热结构固体火箭发动机，既可以缩短产品研制周期，又可以降低产品成本。
一种绝热结构固体火箭发动机

[实用新型]一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构-CN202121669611.7有效
发明人：陈国栋;马海波;邓斌 -专利权人：内蒙航天动力机械测试所
申请日： 2021-07-22 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型涉及到固体火箭发动机设计制造技术，具体涉及一种微动力固体火箭发动机燃烧室壳体粘接结构。包括燃烧室壳体前段、燃烧室壳体喷管后段，所述燃烧室壳体前段1与燃烧室壳体喷管后段2连接处采用胶粘接而成。所述燃烧室壳体前段1外壁和燃烧室壳体喷管后段2内壁相粘接成为固体火箭发动机燃烧室。
一种微动固体火箭发动机燃烧室壳体结构

[实用新型]一种无绝热结构固体火箭发动机-CN202221731799.8有效
发明人：靳向往;刘国斌;赵猛 -专利权人：内蒙动力机械研究所
申请日： 2022-07-05 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本实用新型涉及固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种无绝热结构固体火箭发动机。包括前顶盖、点火装置、挡药板、药柱、燃烧室壳体、喷管及堵盖，所述燃烧室壳体前后端部通过挡药板固定药柱，防止药柱在燃烧室壳体内晃动，所述燃烧室壳体前端部与前顶盖密封连接，点火装置置于前顶盖与药柱间，所述燃烧室壳体后端部与喷管密封连接所述前顶盖与燃烧室壳体、燃烧室壳体与喷管连接处均设置密封圈，防止高温高压燃气泄漏。所述挡药板上设置缓冲垫。所述燃烧室壳体、喷管及前顶盖材料选用钢材。本实用新型提供一种无绝热结构固体火箭发动机，既可以缩短产品研制周期，又可以降低产品成本。
一种绝热结构固体火箭发动机

[发明专利]分排空气涡轮火箭组合推进系统-CN202210099718.5在审
发明人：杜金峰;史新兴;陈玉春 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-01-27 - 公布日： 2022-04-08 - 主分类号： F02K3/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种分排空气涡轮火箭组合推进系统，包括由火箭燃气发生器及同轴设置的涡轮和压气机组成的空气涡轮火箭发动机的核心机，核心机设置在发动机机匣内；火箭燃气发生器与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器工作时产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气直接进入第一燃烧室，并在第一燃烧室中与喷入第一燃烧室的燃料燃烧放热，燃气经过外喷管膨胀做功产生推力；同时，在涡轮后的燃气进入第二燃烧室燃烧，之后直接由内喷管喷出产生推力
空气涡轮火箭组合推进系统

[发明专利]一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置-CN201710896029.6有效
发明人：梅开;李军伟;张智慧;王国兴;刘玉群;王宁飞 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-09-28 - 公布日： 2019-06-07 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种双脉冲固体火箭发动机级间密封结构装置，属于固体火箭发动机领域。本发明主要由燃烧室壳体、金属堵板、非金属堵塞、堵板膜片、膜片螺栓和○型密封圈组成。将非金属堵塞、金属堵板、堵板膜片、膜片螺栓进行合理组合，随后固定于固体火箭发动机燃烧室内，对固体火箭发动机的燃烧室进行分隔。本装置利用金属堵板与非金属堵塞组成的级间密封结构，能够对双室双推固体火箭发动机的两个燃烧室进行分隔，利用堵塞的结构特殊性，实现两个燃烧室中燃气流正向密封阻隔、反向流通的目的。该装置结构简单，为保证双脉冲固体火箭发动机良好的工作特性，提供了安全可靠的级间密封结构。
一种脉冲固体火箭发动机密封结构装置

[实用新型]一种火箭发动机-CN201020603670.X有效
发明人：董付堂;熊仕伶;范顺平;任钰芳;陈凯 -专利权人：中国路桥工程有限责任公司
申请日： 2010-11-12 - 公布日： 2011-06-01 - 主分类号： F02K7/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种火箭发动机，包括弹头、燃烧室、定向钮、喷管和连接件，其特征在于：所述的弹头呈圆锥状，与燃烧室相连，所述的燃烧室是圆筒状结构，分为三节，在与弹头连接的部位、中间和尾部都有节段，所述的燃烧室中间节段处有定向钮，所述的燃烧室尾部连接至少一个喷管，所述的燃烧室尾部还连接有连接件。火箭发动机用于大跨径悬索桥先导索架设时，可以实现火箭抛索技术，应用该技术，获得的效果包括：①施工速度快；②受到天气、地形地貌影响程度小；③对作业人身和结构物不构成安全威胁；④对环境破坏小。
一种火箭发动机

[发明专利]能尾部点火的固体燃料火箭发动机-CN201310682188.8有效
发明人：马金贵;赵迎春 -专利权人：航宇救生装备有限公司
申请日： 2013-12-13 - 公布日： 2015-06-17 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种能尾部点火的固体燃料火箭发动机，它包括燃烧室、喷管组件和固体燃料，喷管组件设置在燃烧室的尾端，固体燃料设置在燃烧室内；所述固体燃料火箭发动机还包括点火盒、点火具及其击发机构，点火盒设置在燃烧室内的固体燃料前端，点火具设置在喷管组件的尾端；所述固体燃料为筒体，它的外侧壁与燃烧室内侧壁之间留有间隙，所述喷管组件的喷管燃烧室端对准固体燃料筒体的中心管。本发明能实现机械击发，尾部点火，且能够首先引燃火箭头部的固体燃料，火箭发动机工作性能稳定。
尾部点火固体燃料火箭发动机

[实用新型]能尾部点火的固体燃料火箭发动机-CN201320823190.8有效
发明人：马金贵;赵迎春 -专利权人：航宇救生装备有限公司
申请日： 2013-12-13 - 公布日： 2014-08-13 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种能尾部点火的固体燃料火箭发动机，它包括燃烧室、喷管组件和固体燃料，喷管组件设置在燃烧室的尾端，固体燃料设置在燃烧室内；所述固体燃料火箭发动机还包括点火盒、点火具及其击发机构，点火盒设置在燃烧室内的固体燃料前端，点火具设置在喷管组件的尾端；所述固体燃料为筒体，它的外侧壁与燃烧室内侧壁之间留有间隙，所述喷管组件的喷管燃烧室端对准固体燃料筒体的中心管。本实用新型能实现机械击发，尾部点火，且能够首先引燃火箭头部的固体燃料，火箭发动机工作性能稳定。
尾部点火固体燃料火箭发动机

[实用新型]一种可调旋转式火箭泵-CN202122261458.0有效
发明人：姚照辉 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-09-17 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： F02K9/46 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种可调旋转式火箭泵，包括支架、转动设于支架上的燃烧室、设于燃烧室下端的点火器以及用于为燃烧室内提供氧化剂的氧化剂箱和用于为燃烧室内提供燃料的燃料箱，燃烧室的形状为横置的中空圆柱形，燃烧室一端的中心设有与燃烧室传动连接的泵体，燃烧室另一端的中心分别与氧化剂箱和燃料箱连通，燃烧室上以环形阵列的方式设有多个喷管，喷管的延长线均与燃烧室的中轴线形成夹角，还包括穿过喷管并用于连接点火器和燃烧室的点火线；结构简单，工艺简单，可靠性高，生产成本低，能够节省火箭的动力燃料。
一种可调旋转火箭

[实用新型]火箭发动机附加装置-CN00257341.5无效
发明人：浦晓亭 -专利权人：浦晓亭
申请日： 2000-10-31 - 公布日： 2002-02-20 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本实用新型涉及火箭发动机结构上的改进。提供一种火箭发动机燃烧室的附加装置,以提高火箭发动机的效率。这种装置是把一端带有均匀齿状突起,内径与发动机喷管喉部内径相同的钢管焊接在燃烧室底部与喷管联接处,使燃烧室底部压力减小。钢管壁上有两两相对的孔。当高压燃气从钢管壁上孔进入钢管时,相对的气流互相冲撞,动能转化为热能,使燃烧室内部压力抬升,导致火箭推力的增大。
火箭发动机附加装置

[发明专利]固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法-CN202210376035.X在审
发明人：田辉;高竞飞;王中烁;郭子豪;谭广 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-04-11 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本申请涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法。该固液火箭发动机的装药燃速测量装置包括燃烧室、喷管和摄录设备。燃烧室的内部开设有燃烧空间、与燃烧空间相连通的气流入口和气流出口以及对应于燃烧空间的观察窗，燃烧空间内设置有用于装载固体装药的装载构件；喷管可拆卸地连接于燃烧室的气流出口，更换具有不同喉口面积的喷管改变燃烧室的内部的测试压强；摄录设备设置于燃烧室的外部，并通过观察窗朝向固体装药摄录。该固液火箭发动机的装药燃速测量方法采用该测量装置测量。该固液火箭发动机的装药燃速测量装置及方法，能够测量固体装药上各点的实时燃速以及各点燃速在燃气流动方向上的变化规律。
火箭发动机装药燃速测量装置方法

[发明专利]并联压气机流道的火箭冲压组合发动机-CN202211059100.2在审
发明人：南向军;张蒙正;李斌;张玫;晋晓伟;王海 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2022-08-31 - 公布日： 2022-12-06 - 主分类号： F02K7/18 文献下载
摘要：本发明涉及一种并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，包括压气机流道和RBCC发动机流道，所述压气机流道与RBCC发动机流道并联设置，两个流道共用进气道，所述进气道流道之后设置火箭推力室、一级燃烧室和二级燃烧室以及尾喷管；所述压气机流道气流汇入二级燃烧室，在二级燃烧室中进行燃烧。
并联压气机流道火箭冲压组合发动机

[发明专利]固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器-CN202210527999.X在审
发明人：蔡国飙;朱浩;张君豪;田辉;肖明阳 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-05-16 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： F02K9/72 文献下载
摘要：一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，涉及航空航天技术领域。该固体‑固液组合火箭发动机包括发动机壳体和尾喷管；所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。该固体‑固液组合火箭发动机工作方法适用于固体‑固液组合火箭发动机。该飞行器包括固体‑固液组合火箭发动机。本发明的目的在于提供一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，以在一定程度上解决现有技术中存在的两级动力系统结构复杂、质量占比较大的技术问题。
固体组合火箭发动机及其工作方法飞行器

[发明专利]固体火箭发动机燃烧室凝相粒子的收集装置-CN202111509490.4有效
发明人：刘百奇;张胜敏;肖波;李伟;杨向明;刘建设 -专利权人：星河动力（北京）空间科技有限公司;北京星河动力装备科技有限公司;四川星河动力空间科技有限公司
申请日： 2021-12-10 - 公布日： 2022-03-11 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本申请实施例提供了一种固体火箭发动机燃烧室凝相粒子的收集装置。该固体火箭发动机燃烧室凝相粒子的收集装置包括：固体燃气发生单元和粒子收集组件；固体燃气发生单元具有燃烧室，燃烧室包括：依次连接的燃烧区和收敛区；固体燃气发生单元用于模拟固体火箭发动机的真实工作环境；粒子收集组件包括：转接管和冷凝容器；转接管的一端与固体燃气发生单元连接，另一端与冷凝容器连接；转接管用于将固体燃气发生单元中燃烧室的收敛区内的部分凝相粒子引导至冷凝容器进行收集。本申请实施例实现了在模拟真实的火箭发动机的工作环境下，对燃烧室内的凝相粒子进行收集并提高其粒径分布的性能参数的准确度。
固体火箭发动机燃烧室粒子收集装置

[实用新型]一种火箭弹发动机的燃烧室-CN200520147445.9无效
发明人：康振庸;王旭光;李钰生;范瑞仙;何庆革 -专利权人：中国北方工业公司;晋西机器工业集团有限责任公司
申请日： 2005-12-30 - 公布日： 2007-06-06 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：一种火箭弹发动机的燃烧室，加长后的发动机燃烧室(1)内的推进剂装药为复合装药结构，燃烧室长度的后1/3部分为十二槽药型的推进剂装药(3)，该部分推进剂装药的加厚侧包覆(4)的厚度比现有火箭弹发动机推进剂装药侧包覆层增加了1/2，燃烧室长度的前2/3部分为六槽药型的推进剂装药(2)。六槽十二槽组合装药提高了推进剂装药量，增大了初始燃烧面，加厚侧包覆降低了燃烧室后段的温度、保证燃烧室正常工作，满足增加火箭炮射程的要求。
一种火箭弹发动机燃烧室