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[发明专利]基于现实与模糊数据深度融合学习的固体火箭发动机可靠性预测方法-CN201810891087.4有效
发明人：林景栋;王坤;杨琰冰;林正;陈敏 -专利权人：重庆大学
申请日： 2018-08-07 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于现实与模糊数据深度融合学习的固体火箭发动机可靠性预测方法，属于智能自动化技术领域。该方法包括：基于固体火箭发动机现场贮存可靠性实验记录数据构建现实数据集；将药柱作为加速贮存实验的研究本体，通过基于三维粘弹性有限元分析和固体火箭发动机推进剂高温加速老化实验为基础，以应力‑强度干涉模型作为失效模型研究计算得出固体火箭发动机加速贮存可靠性实验记录数据构建模糊数据集；将现实数据集与模糊数据集融合作为深度学习的数据库，并划分为训练集、验证集和测试集；使用深度学习算法的特征自学习能力健壮性和模型泛化能力强度性，对固体火箭发动机可靠性预测。本发明能有效的提高固体火箭发动机可靠性预测的精度。
基于现实模糊数据深度融合学习固体火箭发动机可靠性预测方法

[实用新型]一种能够快速换向的固体火箭发动机舱段振动试验夹具-CN201420104352.7有效
发明人：李琳;潘娜;宋军;王智勇;刘妍华;刘琳;宋力;张琴琴;李洁;成俊康;李艳;淡丽艳 -专利权人：中国航天科技集团公司第四研究院四0一所
申请日： 2014-03-10 - 公布日： 2014-08-13 - 主分类号： G01M7/06 文献下载
摘要：本实用新型提出了一种能够快速换向的固体火箭发动机舱段振动试验夹具，夹具底板、安装板和滚珠组成，夹具底板为圆环底板；安装板为圆柱结构，外侧面开有一圈凹槽，在凹槽内嵌入有滚珠；夹具底板与安装板同轴焊接固定，安装板与固体火箭发动机舱段配合安装时，固体火箭发动机舱段内侧面与安装板外侧面间隙配合，且固体火箭发动机舱段内侧面能够贴合滚珠并绕自身轴线转动。本装置中安装板与固体火箭发动机舱段采用滚珠配合，在试验时用螺栓将试验件固定锁紧，换向时只要将锁紧螺栓松开在不需要吊装设备情况下实现了快速换向，避免了固体火箭发动机舱段超高导致的换向时需要吊装而不方便和不安全的问题
一种能够快速换向固体火箭发动机舱振动试验夹具

[实用新型]一种薄壁火箭发动机温度传感器安装工装-CN201621223170.7有效
发明人：钟华;卫莹;苏静;钟辉;段文荣;刘洁;张媛;李园 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2016-11-14 - 公布日： 2017-05-24 - 主分类号： G01K1/14 文献下载
摘要：本实用新型提出一种薄壁火箭发动机温度传感器安装工装，由开口钢圈、连接螺栓螺母组成；开口钢圈由钢圈主体和连接耳片组成；钢圈主体的内圈直径根据薄壁火箭发动机壳体待测试部位的直径确定，钢圈厚0.5mm，宽15mm；在钢圈主体壁面对应薄壁火箭发动机壳体温度测点位置开有一组3×3分布的Φ2mm开孔；连接耳片上开有用于安装连接螺栓螺母的连接孔；通过连接螺栓螺母将开口钢圈箍在薄壁火箭发动机壳体上，并将粘在测点位置的温度传感器固定该工装可以重复使用，节约了成本；采用该工装能够确保温度传感器热端与薄壁火箭发动机壳体紧密接触，温度测量更加准确；而且温度传感器非测量部位不接触薄壁火箭发动机壳体，避免了温度传感器损坏。
一种薄壁火箭发动机温度传感器安装工装

[实用新型]一种固体火箭发动机粘接界面拉压应力试验装置-CN202020822837.5有效
发明人：李金飞;李高春;刘铁;曲凯;管旭;黄敬如 -专利权人：中国人民解放军海军航空大学
申请日： 2020-05-18 - 公布日： 2020-12-22 - 主分类号： G01N3/08 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种固体火箭发动机粘接界面拉压应力试验装置，包括苏州东菱振动试验仪器有限公司生产的ES10‑240冲击试验仪；与固体火箭发动机材料一致、模拟固体火箭发动机燃烧室界面的粘接结构标准试件，悬杆本实用新型利用现有的振动试验台，通过粘接结构标准试件及固定该粘接结构标准试件的座体、悬杆及紧固件，能够通过粘接结构标准试件在拉压应力作用下的损伤规律来预测固体火箭发动机燃烧室界面在拉压应力作用下的损伤规律，为评估固体火箭发动机燃烧室界面力学性能提供数据支撑，对延长固体火箭发动机使用寿命、降低维护成本、提高使用维护效率保证导弹正常工作都具有极其重要的意义。
一种固体火箭发动机接界面拉压应力试验装置

[实用新型]一种火箭发动机的稳定安装结构-CN202122683740.8有效
发明人：姚照辉;毛军逵;张天宏 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-11-04 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种火箭发动机的稳定安装结构，包括锥套，所述锥套的顶端安装有连接环，贯穿所述锥套的前后端和两侧锥体均开设有通槽，所述连接环的四周安装有四个固定机构，所述锥套的内壁且位于相邻的两个通槽之间的位置均开设有三个限位槽，所述限位槽的内部安装有若干个限位弹簧，若干个所述限位弹簧的末端安装有限位卡，贯穿所述限位卡的两侧且靠近底端的位置安装有转轴；本实用新型所述的一种火箭发动机的稳定安装结构，能够减缓火箭发动机启动瞬间因冲击力而产生的震动，避免震动对火箭发动机本身或是安装结构造成伤害，同时对火箭发动机的喷管出口锥进行限位固定，提升火箭发动机连接后的整体稳定性。
一种火箭发动机稳定安装结构

[发明专利]总装结构、火箭发动机、液体火箭-CN201910106694.X在审
发明人：翟启超 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司
申请日： 2019-02-01 - 公布日： 2019-04-30 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本发明提供一种总装结构、火箭发动机、液体火箭，一种总装结构，用于火箭发动机，包括：机体，其通过增材制造一体打印成型；以及打印成型在所述机体内部的若干条流道，所述流道用以流通火箭发动机所需要的介质流体。
总装火箭发动机液体火箭流道成型成型流道机体内部结构组装介质流体一体打印传统的管路件打印组装替代流通购买制造

[实用新型]总装结构、火箭发动机、液体火箭-CN201920185294.8有效
发明人：翟启超 -专利权人：北京星际荣耀空间科技有限公司
申请日： 2019-02-01 - 公布日： 2019-12-24 - 主分类号： F02K9/60 文献下载
摘要：本实用新型提供一种总装结构、火箭发动机、液体火箭，一种总装结构，用于火箭发动机，包括：机体，其通过增材制造一体打印成型；以及打印成型在所述机体内部的若干条流道，所述流道用以流通火箭发动机所需要的介质流体
总装火箭发动机本实用新型流道成型成型流道机体内部结构组装介质流体液体火箭一体打印传统的管路件打印组装替代流通购买制造

[实用新型]一种基于模块化固定动力系统的三助推运载器-CN202121016153.7有效
发明人：杨毅强;胡小伟;史晓宁;李新宇;李秦峰 -专利权人：中国科学院力学研究所
申请日： 2021-05-13 - 公布日： 2021-06-18 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种基于模块化固定动力系统的三助推运载器，包括顺次连接的一级固体火箭发动机、一二级级间段、一二级分离环、二级尾段、二级固体火箭发动机、二三级级间段、三级尾段、三级固体火箭发动机、三四级级间段、控制舱、四级发动机和整流罩，所述一级固体火箭发动机外侧周向并联设置有三个助推器发动机，且三个所述助推器发动机均通过径向载荷传递装置连接所述一级固体火箭发动机。本实用新型运载器一级、二级、和三枚助推器采用通用化、模块化组合形式，降低各系统设计和生产制造的复杂度，便于实现结构和发动机产品最大程度的组批生产、试验，最大程度缩短研发周期和成本。
一种基于模块化固定动力系统助推运载

[发明专利]一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机-CN201710340728.2有效
发明人：闫东峰;谢侃;魏志军;郭常超;王宁飞 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2017-05-16 - 公布日： 2018-09-21 - 主分类号： F02K9/86 文献下载
摘要：本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，涉及一种喉栓火箭发动机，属于气动与机械混合控制的变推力火箭发动机领域。本发明主要由壳体、电机、导轮、燃烧室、喉栓和喷管等喉栓火箭发动机基本装置组成。将所述的喉栓内部掏空，在掏空部分装有二次流气源，并在喉栓顶部开有二次流喷注口。工作时在二次流喷注口喷注二次流气源产生的高压二次流，所述喷注的高压二次流主要具有两方面推力控制作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
火箭发动机可控喷注喷注口掏空燃烧室火箭发动机推力总流量压强发动机推力燃烧室压强基本装置机械混合推力控制有效面积喷管剪切层导轮喉部壳体电机燃气汇聚主流

[发明专利]一种固体火箭发动机地面高过载测试装置-CN201810729851.8有效
发明人：李军伟;顾兴鹏;马宝印;王向港;韩磊;王宁飞 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2018-07-05 - 公布日： 2020-09-08 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机地面高过载测试装置，属于固体发动机地面测试领域。本发明是基于B类立式地面高过载测试装置作出的改进设计，在B类固体火箭发动机地面高过载测试装置的基础上增加了风阻减小外圆环、多角度测量装置A和地上地下部分连接盘。本发明是为了解决现有B类固体火箭发动机地面高过载测试装置结构功能单一、结构复杂、拆卸维护困难、风阻较大的问题。本发明应用于固体火箭发动机地面高过载试验。该装置能够实现：(1)对固体发动机高过载下不同过载角度的固体火箭发动机内弹道性能的测试；(2)测试可获得压力、温度、转速等参数；(3)结构简单，拆卸安装维护方便；(4)大大减小转台转动过程中的风阻。
一种固体火箭发动机地面过载测试装置

[发明专利]用于火箭发动机试验系统的通信方法-CN201910701901.6有效
发明人：张小松;周亚奇;章萌;郭宁敏;赵恒;杨敏利 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2019-07-31 - 公布日： 2021-08-17 - 主分类号： H04L29/06 文献下载
摘要：为解决采用开发平台已有的通讯协议进行工业远程控制而导致的火箭发动机试验的成本较高，不便于火箭发动机系统后续维护、功能扩展的技术问题，本发明提供了一种用于火箭发动机试验系统的通信方法，基于UDP通信协议，结合现有液体火箭发动机试验控制系统的特点，设计了相应的数据解析规则，摆脱对于进口控制设备或实时操作系统的依赖，降低了航空、航天发动机试验成本，同时也降低了后期系统维护以及功能扩展难度，整个通讯协议和数据规则简单可行
用于火箭发动机试验系统通信方法

[发明专利]液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统-CN202211134420.X有效
发明人：刘百奇;刘建设;何艳玲;何建华;夏东坤;李瑞清 -专利权人：北京星河动力装备科技有限公司;星河动力（北京）空间科技有限公司;安徽星河动力装备科技有限公司;江苏星河航天科技有限公司;星河动力（山东）航天科技有限公司
申请日： 2022-09-19 - 公布日： 2023-01-13 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明涉及航空航天技术领域，提供了一种液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法及系统。液体火箭发动机的高空飞行试车关机控制方法包括：地面控制中心发送试车信号；响应于试车信号，液体火箭上搭载的高空试车台对高空试车台上的被试发动机进行试车，并获取试车过程中高空试车台所在的液体火箭的POGO振动情况以及蓄压器的工作情况；液体火箭控制中心基于POGO振动情况以及蓄压器的工作情况，向地面控制中心发送继续试车请求或将被试发动机关机请求。本发明能够根据高空飞行试车过程中的真实试车状况，实现液体火箭被试发动机在高空飞行试车过程中的自动关机控制，并且具有安全可靠、响应快等特点。
液体火箭发动机高空飞行试车关机控制方法系统

[发明专利]一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法-CN201810431885.9有效
发明人：张高章;敖维坚;彭西来;任曌芝;陈晨;李强 -专利权人：江西航天经纬化工有限公司
申请日： 2018-05-08 - 公布日： 2020-05-12 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法，解决大型固体火箭发动机绝热层烧蚀率难测的问题，属于推进剂绝热层性能领域，通过设计一种简单易行的小型试验固体发动机，通过地面试验仿真模拟大发动机绝热层的烧蚀状态；通过控制小型试验固体发动机气流通道面积，达到小型试验固体发动机气流通道单位面积的质量流量与大型发动机的单位面积的质量流量相等，模拟利用所设计的小型试验固体发动机装置能够较为真实的反映大型固体火箭发动机绝热层的烧蚀情况，为技术设计人员对大型固体火箭发动机绝热层的设计提供参考指导作用。
一种固体火箭发动机绝热层烧蚀率测试方法

[实用新型]适于单兵火箭发动机毛刷式装药的固药架、火箭发动机部件-CN202021968750.5有效
发明人：曹长命;轩春雷;刘炜;徐鹏;刘婷;郑素平;刘晨光;智建中;杨青山;岳孝忠 -专利权人：山西江阳化工有限公司
申请日： 2020-09-10 - 公布日： 2021-06-04 - 主分类号： F02K9/36 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种适于单兵火箭发动机毛刷式装药的固药架、火箭发动机部件，属于单兵火箭发动机装药加工技术领域。本实用新型的固药架，在火箭发动机固药工作过程中可以通过矩形孔调整药管姿态，使药管垂直插入固药胶中，避免药管发生倾斜，斜靠在固药架上，消除药管与固药架分离时存在的摩擦阻力，消除了孔式固药架固药过程存在的安全隐患
适于单兵火箭发动机毛刷式装药固药架部件

[实用新型]一种液体火箭发动机用高压低温大通径线性变流阀-CN201921903019.1有效
发明人：万美;吴晓飞;胡振宇 -专利权人：哈工大机器人（岳阳）军民融合研究院
申请日： 2019-11-06 - 公布日： 2020-08-07 - 主分类号： F16K1/00 文献下载
摘要：本实用新型属于液体火箭发动机用的变流阀技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机用高压低温大通径线性变流阀，所述步进电机经行星减速器径向通过联轴器连接于阀杆的一端，所述阀杆的另一端连接于阀芯，所述阀芯设置于阀体内，所述阀体顶端设置压盖，本实用新型解决了现有技术存在液体火箭发动机具有高压低温大通径的要求，而且还要求流量调节精度高的问题，具有精确调节、满足高压大通径下的负载力要求、避免低温介质加速汽化、密封效果好的有益技术效果
一种液体火箭发动机高压低温大通线性变流阀