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[实用新型]大推力液体火箭发动机推力室试验装置-CN201920015394.6有效
发明人：张春本;张昉;王菊金;李晨;袁宇;常克宇;张小平;葛明和 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-01-04 - 公布日： 2019-10-08 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本实用新型提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置，装置包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在推力室氧化剂供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应氧化剂；氧主路，设置在推力室氧化剂供应端，用于推力室正常运转后与氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应燃料；燃料主路，设置在推力室燃料供应端，用于推力室正常运转后与燃料旁路一起向推力室供应燃料。本实用新型能够降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。
推力室点火器液体火箭发动机本实用新型供应氧化剂燃料供应端氧化剂供应氧化剂点火启动供应燃料燃料反应燃料旁路试验装置大推力旁路主路发动机研制性能数据起动触发燃料

[发明专利]大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法-CN201910006049.0在审
发明人：张春本;张昉;王菊金;李晨;袁宇;常克宇;张小平;葛明和 -专利权人：北京蓝箭空间科技有限公司
申请日： 2019-01-04 - 公布日： 2019-03-29 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法，装置包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，设置在推力室氧化剂供应端，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在推力室氧化剂供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应氧化剂；氧主路，设置在推力室氧化剂供应端，用于推力室正常运转后与氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应燃料；燃料主路，设置在推力室燃料供应端，用于推力室正常运转后与燃料旁路一起向推力室供应燃料。本发明能够降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。
推力室点火器氧化剂供应液体火箭发动机供应氧化剂燃料供应端氧化剂点火启动供应燃料燃料反应燃料旁路试验装置大推力旁路主路发动机研制性能数据触发起动燃料

[发明专利]推力室等倾角螺旋槽道的设计方法-CN202310135481.6在审
发明人：刘新林;李清廉;成鹏;宋杰;孙郡;李子光 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请属于液体火箭发动机推力室设计领域，涉及推力室等倾角螺旋槽道的设计方法，包括：获取推力室的螺旋线倾角、螺旋线初始坐标以及母线数据；建立三维坐标系，并确定求解精度；根据螺旋线初始坐标以及求解精度，得到若干推力室微元；以螺旋线初始坐标为第一个推力室微元的起点坐标，根据螺旋线倾角，求解第一个推力室微元的终点坐标；以第一个推力室微元的终点坐标为相邻的推力室微元的起点坐标，求解相邻的推力室微元的终点坐标；直至得到所有推力室微元的起点坐标和终点坐标；根据螺旋线初始坐标以及所有推力室微元的终点坐标，设计推力室的等倾角螺旋槽道。采用本方法能够简单快捷地设计推力室等倾角螺旋槽道。
推力倾角螺旋设计方法

[实用新型]火箭推力室-CN202021362653.1有效
发明人：杨瑞康;袁宇;宣智超;黄乐;周涛;韩建业;常克宇 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-07-10 - 公布日： 2021-02-12 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种火箭推力室，包括外壁、内壁和凸肋，所述内壁通过所述凸肋与所述外壁焊接连接，所述凸肋在所述外壁和所述内壁焊接后在所述内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道，所述外壁与所述凸肋之间至少具有一个脱粘部位
火箭推力

[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]液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构-CN202110470326.0在审
发明人：彭小波;张玺;魏一 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;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： 2021-07-23 - 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

[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

[发明专利]一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法-CN202111445924.9在审
发明人：董佩超;朱洪亮;朱正辉 -专利权人：北京天兵科技有限公司
申请日： 2021-11-30 - 公布日： 2022-03-15 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明提供一种液体火箭单推力RCS布局及姿态控制方法，共设置12个推力室，距离箭体中心距离相同，产生的推力均为同一推力值；12个推力室形成四个推力室组，四个推力室组沿箭体同一周向均布；每个推力室组包括一个沿箭体轴向布置的推力室以及两个沿箭体切向布置的推力室仅用一种推力品种的RCS便可用于火箭不同子级、不同通道、不同阶段的姿态控制，大大降低了RCS设计、生产的难度与复杂度，减少了推力室选型，降低了管路复杂度，大大减少了成本及系统复杂度，增加了可靠性；将同一种推力品种用于姿态控制时的控制算法较为简单
一种液体火箭推力 rcs 布局姿态控制方法

[发明专利]单组元姿控发动机模块及其组合-CN202110847040.X在审
发明人：孙夺;王明哲;郭利明;刘业奎;李文鹏;申帅帅;余鹏;杨海峰 -专利权人：北京宇航推进科技有限公司
申请日： 2021-07-27 - 公布日： 2021-09-24 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本发明包括：发动机模块，发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块，经电磁阀控制进入推力室，推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧，高温燃气从推力室排出产生推力。本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块，两个推力室成一定角度，可以满足单个推力室启动或两个推力室同时启动，若干个发动机模块及其组合配合使用可以为飞行器提供俯仰、偏航以及滚转等姿态调整的需求。
单组元姿控发动机模块及其组合

[实用新型]单组元姿控发动机模块及其组合-CN202121708247.0有效
发明人：孙夺;王明哲;郭利明;刘业奎;李文鹏;申帅帅;余鹏;杨海峰 -专利权人：北京宇航推进科技有限公司
申请日： 2021-07-27 - 公布日： 2021-12-21 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本发明包括：发动机模块，发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块，经电磁阀控制进入推力室，推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧，高温燃气从推力室排出产生推力。本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块，两个推力室成一定角度，可以满足单个推力室启动或两个推力室同时启动，若干个发动机模块及其组合配合使用可以为飞行器提供俯仰、偏航以及滚转等姿态调整的需求。
单组元姿控发动机模块及其组合

[发明专利]一种复合材料缠绕再生冷却推力室及加工工艺-CN202210265781.1在审
发明人：蔡国飙;俞南嘉;师浩然;周闯;焦博威 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2022-03-17 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明提供一种复合材料缠绕再生冷却推力室及加工工艺，涉及液体火箭发动机领域。复合材料缠绕再生冷却推力室包括推力室本体和复合材料层；推力室本体的外侧壁上设有冷却槽；复合材料层套设于推力室本体上，复合材料层包覆冷却槽以形成冷却通道，复合材料层由复合纤维在推力室本体上缠绕成型。加工成型有冷却槽的推力室本体外侧壁相当于夹层结构的内壳，套设在推力室本体上的复合材料层相当于夹层结构的外壳。由于复合材料层为复合纤维在推力室本体上缠绕成型，加工过程中没有采用钎焊工艺，故推力室本体的壁厚、冷却通道的高度不受钎焊技术条件的限制，可以使推力室本体的壁厚更小、使冷却通道的高度更低，从而提高冷却通道的冷却效果
一种复合材料缠绕再生冷却推力加工工艺

[发明专利]一种推力室喉部连接结构及其加工方法-CN202310817804.X在审
发明人：金丹;李龙飞;种衡阳;刘永兴;丰雪平;王化余;凌前程 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-07-05 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本发明涉及一种开式循环液氧煤油发动机推力室结构，具体涉及一种推力室喉部连接结构及其加工方法，解决现有推力室喉部结构强度不足的技术问题。该推力室喉部连接结构，包括波纹板、衬板、第一加强环以及第二加强环；波纹板设置于推力室中段和尾喷管对接环腔内，且一端与推力室中段的内壁固连，另一端与尾喷管的内壁固连；衬板设于推力室中段的外壁和尾喷管的外壁之间，一端与推力室中段的外壁固连，另一端与尾喷管的外壁固连；第一加强环的两端分别与推力室中段的外壁和尾喷管的外壁固连；第二加强环的两端分别与推力室中段的外壁和尾喷管的外壁固连，使得推力室中段和尾喷管的连接强度更高
一种推力喉部连接结构及其加工方法

[发明专利]火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室-CN202010495138.9在审
发明人：杨瑞康;袁宇;宣智超;黄乐;周涛;韩建业 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2020-06-03 - 公布日： 2020-09-08 - 主分类号： B23K26/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭发动机推力室激光焊接工艺及火箭发动机推力室，包含：提供分别由铜合金制成的推力室身部和不锈钢制成的喷管部；将推力室身部和喷管部移动到预定位置，通过支撑工装架使得推力室身部和喷管部相邻端面对接到位，且推力室身部和喷管部同轴；采用激光焊接设备对推力室身部和喷管部相邻端面对接的连接处周向表面进行焊接，使得推力室身部和喷管部焊接在一起。同现有技术相比，具有操作简单，焊接精度高，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，保证火箭发动机推力室安全使用，有利于火箭发射。
火箭发动机推力激光焊接工艺

[实用新型]一种自动气密性检测工装-CN202222850941.7有效
发明人：林浩;刘晨旭;王刚;鲁电辉;董少林;郭志成;周强 -专利权人：中电智能科技有限公司
申请日： 2022-10-28 - 公布日： 2023-09-01 - 主分类号： G01M3/12 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种自动气密性检测工装，属于火箭发动机推力室的气密性试验的领域，该自动气密性检测工装包括夹持封堵组件和自动充气组件。操作人员将推力室放置在指定位置，推力室进气孔方向定位确定推力室电磁阀的定位方向。通过夹持封堵组件，完成推力室颈部的夹持和密封，自动充气组件完成对推力室电磁阀的气路对接及充气，以及对推力室与电磁阀密封处的检测液喷洒。本实用新型可以实现推力室的气密性检测及压力反馈，同时可以快速更换推力室，大幅度提高推力室气密性检测的效率，为企业创造巨大的经济价值。
一种自动气密性检测工装

[发明专利]一种针对泵压式液体火箭发动机推力室的可靠性评估方法-CN202210870930.7在审
发明人：李健;刘金燕;王珏;何鹏飞 -专利权人：中国航天标准化研究所
申请日： 2022-07-22 - 公布日： 2022-11-15 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供了一种针对泵压式液体火箭发动机推力室的可靠性评估方法，通过故障树演绎方法识别推力室的主要故障模式；针对推力室各主要故障模式，分别确定单元可靠性评估数学模型，量化评估各故障模式发生概率；充分利用推力室及其零部组件的试验数据，量化评估推力室的可靠性；通过重要度排序方法，识别推力室薄弱环节，为推力室研制与可靠性增长提供支持。
一种针对泵压式液体火箭发动机推力可靠性评估方法

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