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[发明专利]分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统-CN201810716644.9有效
发明人：田辉;韩志龙;王鹏程;于瑞鹏;朱浩 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-07-03 - 公布日： 2020-03-06 - 主分类号： F02K9/72 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统，其中分离用反推固液火箭发动机包括输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管；所述输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管由上至下依次同轴相接设置本方案中，固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料，在结构上兼备了液体火箭发动机和固体火箭发动机的共同特点，具有安全性好、推力调节容易、环保性好、药柱稳定性好、温度敏感性低和经济性好等优点，可应用于运载火箭的级间分离中
分离用反推固液火箭发动机火箭辅助制动系统

[发明专利]一种多机并联液体火箭发动机结构低频的仿真方法-CN201410828767.3有效
发明人：杜飞平;谭永华;陈建华;陈守芳;李妙婷;吴涛 -专利权人：中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
申请日： 2014-12-26 - 公布日： 2018-07-06 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供一种多机并联液体火箭发动机结构低频的仿真方法，将发动机结构模态试验与多机并联发动机结构仿真技术紧密结合，首先对液体火箭发动机结构模态试验数据进行相关性判定，然后利用符合相关性的模态试验数据进行单机结构仿真模型的修改，确保单机结构仿真模型的可信度，将修改后的单机仿真模型采用固定界面子结构法组装成多机并联液体火箭发动机，最后进行多机并联液体火箭发动机结构低频仿真。该方法特别适用于大型复杂结构的数值仿真模型的修改和验证，可大幅减少仿真模型修改的工作量，降低研制成本，克服了以往直接用多机并联后的模态试验数据难以修改和验证仿真模型的不足，有效地提高了多机并联液体火箭发动机结构低频的仿真准确率
多机并联液体火箭发动机仿真模型模态试验发动机结构单机结构结构模态试验数值仿真模型验证仿真技术复杂结构结构法可信度有效地准确率单机工作量判定面子组装

[发明专利]一种固体火箭发动机内流场仿真快速收敛方法-CN201911267975.X有效
发明人：刘伟;卞云龙;张焘;王立民;张卫平;王革;翁洁鑫 -专利权人：内蒙动力机械研究所
申请日： 2019-12-11 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体火箭发动机内流场仿真快速收敛方法。所述方法包括步骤，1）将固体火箭发动机的网格模型导入Fluent软件中，2）对固体火箭发动机内流场进行初始化设置，3）对内流场进行初始化，4）固体火箭发动机内流场计算。本发明实现对固体火箭发动机内流场仿真过程的有效调控，加速固体火箭发动机内流场仿真计算过程的收敛过程，克服了现有计算方法计算收敛困难、计算周期长、效率低等问题，可显著提高固体火箭发动机内流场仿真效率，大幅减低计算周期
一种固体火箭发动机内流仿真快速收敛方法

[发明专利]一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置-CN202011584022.9有效
发明人：陈占军;任昆;周月荣;陈冰雁 -专利权人：中国航天空气动力技术研究院
申请日： 2020-12-28 - 公布日： 2022-02-22 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，固体火箭发动机包括前裙和后裙，固体火箭发动机固定于多个机身框上，固体火箭发动机插设于多个机身框内，固定装置包括前裙固定组件和多个后裙固定组件，前裙通过前裙固定组件连接于机身框，多个后裙固定组件沿周向均布地夹持后裙，每个后裙固定组件固连于机身框，且能够沿固体火箭发动机的轴向滑动。本发明涉及的一种内埋安装的固体火箭发动机固定装置，在固体火箭发动机燃烧室膨胀时，由于前裙与机身固定，后裙固定件能够沿着固体火箭发动机轴线方向滑动，从而避免了固体火箭机身结构与固体火箭发动机之间变形不匹配
一种安装固体火箭发动机固定装置

[发明专利]一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法-CN202110104369.7有效
发明人：潘匡志;兰晓辉;陈炜;周江平;凌前程;段蒙;屈兀波 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2021-01-26 - 公布日： 2021-11-02 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明属于液体火箭发动机设计领域，适用于存在受限空间点火羽流激波环境的液体火箭发动机，涉及一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统及方法。在发动机受限空间点火激波环境适应性验证时，液体火箭发动机处于单机热试车的试验状态，在发动机喷管下游按照受限空间边界条件设置挡板，模拟发动机受限空间点火工作环境，达到模拟受限空间点火时间后，关闭发动机完成验证，或者撤除、移动挡板，使发动机脱离受限空间后继续进行经历激波环境后的发动机正常点火验证。克服采用流场和传热仿真技术确定喷管内部激波环境参数难度大、精度低的问题，为液体火箭发动机激波环境适应性提供了精确依据。
一种发动机受限空间点火激波环境适应性验证系统方法

[实用新型]一种基于泵后金属软管的模块化开式液体火箭发动机-CN202223570064.4有效
发明人：付平;陈勃新;韩飞;黄其殷;余虔;王红巾;李峰涛;王少卫 -专利权人：西安中科宇动动力科技有限公司
申请日： 2022-12-29 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： F02K9/42 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种基于泵后金属软管的模块化开式液体火箭发动机。现有开式循环泵后摆液体火箭发动机推力较小，对软管要求较低，不适用于大推力泵后摇摆发动机及大型运载火箭。本实用新型提供的开式液体火箭发动机以常平座十字轴心为摇摆中心，以推力室垂直状态时的轴线为摇摆轴，伺服机构伸缩改变所述推力室的位置，同时发动机泵后金属摇摆软管对金属管路进行变形补偿，实现所述推力室以十字轴心为摇摆中心本实用新型的液体火箭发动机利用模块化布局，结构紧凑、可大幅缩短装配周期、节约生产成本。
一种基于金属软管模块化液体火箭发动机

[发明专利]一种液体火箭发动机稳态故障预测方法-CN201910266655.6在审
发明人：熊靖宇;程玉强;吴建军;黄强;朱晓彬;胡润生;崔星 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-04-03 - 公布日： 2019-07-09 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：本发明公开一种液体火箭发动机稳态故障预测方法，包括对需进行预测的多个参数分别建立自回归滑动平均模型，通过历史试车数据对所述自回归滑动平均模型进行训练，获得自回归滑动平均模型的阶数和待估参数；将液体火箭发动机稳态过程中各个不同参数的实时数据样本代入上述确定的相应自回归滑动平均模型中各参数进行预测本发明提供的液体火箭发动机稳态故障预测方法，能成功的提前预测液体火箭发动机工作过程中稳态阶段将出现故障的情况，以便提前进行其他控制措施，减少液体火箭发动机发生故障所造成的损失。
液体火箭发动机自回归滑动平均模型故障预测预测稳态自适应预警发生故障故障报警控制措施实时数据试车数据稳态过程中稳态阶数样本成功

[发明专利]液体火箭发动机燃烧尾焰检测方法-CN202211279835.6在审
发明人：魏倩茹;马军强;段娜;李海涛 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-10-19 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G06T7/246 文献下载
摘要：本发明公开了液体火箭发动机燃烧尾焰检测方法，包括以下步骤：步骤一，搭建检测环境；步骤二，获取液体火箭发动机燃烧尾焰数据集；步骤三，模型训练；步骤四，检测识别液体火箭发动机燃烧尾焰；相较于基于手动特征提取的火焰检测方法，本发明以YOLOv5目标检测模型作为检测主干对液体火箭发动机在燃烧时产生的尾焰进行检测识别，采用数据驱动的方式利用已经搭建好的网络模型自动地去学习火焰更加本质的特征，适用于不同推力型号和不同拍摄角度下液体火箭发动机燃烧尾焰的检测需求
液体火箭发动机燃烧检测方法

[发明专利]一种液体火箭发动机水平运输固定装置及其使用方法-CN201911204316.1在审
发明人：李护林;董飞;刘广续;董亚星;王岩;牛书锋;彭超 -专利权人：西安航天发动机有限公司
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： B65D61/00 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机技术领域，公开了一种液体火箭发动机水平运输固定装置，包括运输转接梁、运输支架；运输转接梁通过连接紧固件连接发动机；运输转接梁上设置托板，运输支架上设置托架，运输转接梁通过托板与运输支架上的托架配合实现初步固定通过在大型液体火箭发动机与运输支架之间设置运输转接梁，通过梨形定位孔与锥形定位轴之间的导向定位，实现运输转接梁运输支架的平稳对接，同时，可扩展运输支架接口的通用性，通过更换运输转接梁，运输支架可实现不同型号液体火箭发动机水平运输的固定
一种液体火箭发动机水平运输固定装置及其使用方法

[发明专利]一种火箭发动机导管的制备方法及火箭发动机管路-CN201910846130.X有效
发明人：杨正;张春林;朱景文;曾诚;孟鹏;裴曦;严伟 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-09-09 - 公布日： 2020-10-27 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭发动机导管的制备方法及火箭发动机管路，主要包括：建立火箭发动机管路的三维模型；获取实际火箭发动机产品的管路接口位置的特征坐标；根据所述特征坐标对火箭发动机管路的三维模型进行工艺参数修正，使所述三维模型中的对应位置与所述特征坐标一致；按照修正后的火箭发动机管路的三维模型生产火箭发动机的实际管路，同现有技术相比，该发明设计合理，可以提高工作效率和管路装配质量。
一种火箭发动机导管制备方法管路

[发明专利]一种液体火箭发动机翻转工装-CN202211706579.4在审
发明人：赵有磊;郑孟伟;刘曌俞;陶瑞峰;龚杰峰;冯飞;王新军;刘佳 -专利权人：北京航天动力研究所
申请日： 2022-12-29 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： B66C1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭发动机翻转工装，包括：横梁、吊钩和对称设置的两个固定框；其中，所述吊钩吊设于所述横梁的中部，用于吊起发动机；两个固定框分别吊设于所述横梁的两端，用于从两侧固定发动机。本发明解决了现有液体火箭发动机吊具无法满足单点起吊、吊点位置可调、无法实现大角度翻转的问题，满足液体火箭发动机与试验台对接时的角度要求。
一种液体火箭发动机翻转工装

[发明专利]一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机-CN202210864450.X在审
发明人：不公告发明人 -专利权人：宁波天擎航天科技有限公司
申请日： 2022-07-21 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明公开了一种固液混合火箭发动机启动装置及火箭发动机，涉及飞行器动力技术领域，固液混合火箭发动机启动装置包括液体燃料和若干个传热器，液体燃料均放置于燃料储箱内，且传热器安装于燃料储箱内的一侧，液体燃料用于经燃料储箱喷出并通过点火器点燃，传热器靠近点火器设置，并用于将液体燃料燃烧产生热量以及固体燃料融化后燃烧产生的热量传递至固体燃料并对固体燃料加热。该固液混合火箭发动机启动装置能够显著提高发动机的能量密度和燃烧性能。
一种混合火箭发动机启动装置

[发明专利]一种液体火箭发动机用针栓喷注器-CN202110821964.2有效
发明人：鲍启林;刘岳曦;高翔宇;何佳丽 -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
申请日： 2021-07-21 - 公布日： 2021-10-15 - 主分类号： F02K9/52 文献下载
摘要：本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机用针栓喷注器。本发明提供的液体火箭发动机用针栓喷注器，通过在所述针栓体的一端头部环绕设置有若干切向孔，并在底盖与所述针栓体的贴合位置处设置有若干旋流孔；使得由所述旋流孔喷出的所述第二推进剂与由所述切向孔喷出的所述第一推进剂旋转方向相反且彼此对撞混合，使得两种推进剂雾化效果更好，且掺混效果更加均匀，从而提高液体火箭发动机用针栓喷注器的雾化及掺混特性，提高液体火箭发动机的燃烧效率。
一种液体火箭发动机用针栓喷注器

[发明专利]一种液体火箭发动机性能参数的实时解算方法-CN202310726606.2在审
发明人：李元启;姜勇;王冠男;任佳;何宏疆;张涛;管杰;黄蒙;王猛 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-06-19 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明涉及液体火箭发动机性能参数的获取方法，具体涉及一种液体火箭发动机性能参数的实时解算方法，解决了现有发动机性能参数的求解方法无法在飞行过程中实时获得发动机性能参数、计算量大的技术问题。本发明提供的液体火箭发动机性能参数实时解算方法通过在火箭起飞前统计地面数据，在火箭飞行过程中获取遥测参数，基于牛顿第二定律，质量、力和加速度的关系，以及发动机流量、比冲、推力的关系，可实时计算发动机的工作性能参数
一种液体火箭发动机性能参数实时方法

[发明专利]固体火箭发动机旋转试验原位校准系统用转接装置-CN201510611038.7有效
发明人：姚红英;永恒;孙鹏 -专利权人：内蒙航天动力机械测试所
申请日： 2015-09-17 - 公布日： 2018-12-14 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机旋转试验原位校准系统用转接装置，包括壳体、推力球轴承、承力轴；所述承力轴大直径端外接标准模拟推力加载装置使承力轴接受模拟推力，承力轴将承受的模拟推力传递给了推力球轴承，推力球轴承通过壳体将模拟推力传递给固体火箭发动机，进而实现了将模拟推力有效传递给固体火箭发动机；同时在固体火箭发动机旋转试验时，固体火箭发动机将旋转传递到壳体，壳体带动推力球轴承与固体火箭发动机同步同轴高速旋转。从而实现了在固体火箭发动机旋转下将标准模拟推力有效的传递到固体火箭发动机上。
固体火箭发动机旋转试验原位校准系统转接装置