“液体火箭发动机”专利关键词查询_检索下载_查询列表_检索列表_行业专利分布_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果2040494个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[实用新型]一种液体火箭发动机燃烧室内壁及燃烧室-CN201821404598.0有效
发明人：姬威信;赵世红;丁兆波;牛旭东;王娟;聂嵩;孙纪国;许晓勇;郑孟伟;崔壮力;王天泰;刘潇 -专利权人：北京航天动力研究所
申请日： 2018-08-29 - 公布日： 2019-05-24 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：一种液体火箭发动机燃烧室内壁，所述燃烧室内壁外表面设有工艺环槽和沟槽内壁；所述工艺环槽位于燃烧室内壁外表面的两端；所述沟槽内壁位于燃烧室内壁外表面的中部。一种液体火箭发动机燃烧室内壁，既能满足现代高性能大推力液体火箭发动机热防护的需要及热寿命需求，又能解决扩散焊应用的工艺难题，而且成本较低。
燃烧室内壁液体火箭发动机沟槽内壁工艺环燃烧室现代高性能工艺难题大推力扩散焊热防护热寿命应用

[发明专利]一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法-CN202310000411.X有效
发明人：孙伟为;布向伟;彭昊旻;黄帅;宋文峰;邢春雷 -专利权人：东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
申请日： 2023-01-03 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭发动机自毁装置、火箭发动机及火箭组装方法，属于火箭发动机技术领域，一种火箭发动机自毁装置包括引爆器功能组件和爆炸器功能组件；所述引爆器功能组件固设于火箭的结构舱段内壁上；所述结构舱段上包括贯通其侧壁的操作口；所述引爆器功能组件与所述操作口的最大距离不超过人手臂的长度；所述爆炸器功能组件固设于火箭发动机的前封头壳体上。一种火箭发动机包括能够火箭发动机自毁装置。一种火箭组装方法，在火箭发动机与结构舱段完成装配后，通过操作口对设置于结构舱壁的安全机构和起爆器进行电缆连接。本发明能够在保证安全性的前提下，提高了自毁装置与电缆网连接操作的便利性，进而提高火箭总装和总测效率。
一种火箭发动机自毁装置火箭组装方法

[发明专利]一种液体火箭发动机直线式调节阀执行机构及调节阀-CN202210706379.2在审
发明人：朱瑾;彭小波 -专利权人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司;北京星际防务科技有限公司
申请日： 2022-06-21 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： F16K31/04 文献下载
摘要：本发明提供的一种液体火箭发动机直线式调节阀执行机构及调节阀，属于火箭发动机技术领域，一种液体火箭发动机直线式调节阀执行机构包括：驱动电机；传动组件，与所述驱动电机并排设置；所述传动组件包括丝杠和套设在所述丝杠上的移动块；所述丝杠的一端通过齿轮组件与驱动电机的驱动端连接；所述移动块与阀芯连接；本发明的液体火箭发动机直线式调节阀执行机构，阀芯通过丝杠结构和齿轮组件与驱动电机的驱动端连接，提高了控制阀芯移动的精度，通过提高该执行机构的承载功率
一种液体火箭发动机直线调节执行机构

[发明专利]基于激光点云的固体火箭发动机内腔体积测量方法及装置-CN202110593376.8在审
发明人：金永;刘静静;王召巴;吴其洲;陈友兴 -专利权人：中北大学
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2021-09-21 - 主分类号： G01B11/00 文献下载
摘要：本发明属于内腔体积测量技术领域，具体涉及基于激光点云的固体火箭发动机内腔体积测量方法。该方法包括以下步骤：(1)利用线激光位移传感器采集固体火箭发动机内腔内表面的位移值，利用D‑H矩阵将线激光位移传感器采集到的数据转换为固体火箭发动机内腔三维点云数据；(2)设待检测的固体火箭发动机内腔的设计半径为R，采用基于半径R的均值滤波方法对固体火箭发动机内腔三维点云数据进行精简；(3)对精简后的固体火箭发动机内腔三维点云数据利用基于点云切片的体积测量方法进行求取固体火箭发动机内腔体积。
基于激光固体火箭发动机体积测量方法装置

[发明专利]一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法-CN202210161348.3在审
发明人：李志勋;赵曙;王宏亮;何小军;马庆华;李广会;赵红轩;寇鑫;任钰;程铭;华程;黄鹏辉;秦永涛;岳雅;刘丽宁 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-02-22 - 公布日： 2022-05-27 - 主分类号： G01H9/00 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机试验振动参数测试系统，具体涉及一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法，用于解决现有接触式振动测试无法可靠获取火箭发动机振动测试数据，以及以激光测振原理为代表的非接触式测振技术受制于火箭发动机恶劣试验环境导致应用效果欠佳的不足之处该火箭发动机非接触式振动测试系统包括主控器、支架机构、抽吸机构、光纤传输网络、激光测试仪、振动信号模拟器、激光信号检查器、同步信号触发接收器，以及多个激光探头和保护机构。同时，本发明提供一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，用于对上述火箭发动机非接触式振动测试系统进行校准。
一种火箭发动机接触振动测试系统及其校准方法

[发明专利]一种树脂基预混料与火箭发动机壳体同步热固化粘结方法-CN201410070594.3有效
发明人：王江;陈春娟;张宏雷;彭正贵;赵志祥;詹穹;隋琦 -专利权人：湖北航天化学技术研究所
申请日： 2014-02-28 - 公布日： 2017-09-22 - 主分类号： B32B37/02 文献下载
摘要：一种树脂基预混料与火箭发动机壳体同步热固化粘结方法,通过将涂有粘结剂的热硫化型混炼橡胶胶片置于火箭发动机壳体内部展开使之与火箭发动机壳体贴合；再将已压成片的树脂基预混料置于火箭发动机壳体内部展开使之与热硫化型混炼橡胶胶片贴合；实现以树脂为基体材料填加有机或无机填料制成的预混料同火箭发动机壳体同步一次热固化成型。本发明具有减小树脂基预制件与火箭发动机壳体直接粘结而产生较大粘结应力和降低火箭发动机壳体壁面温升速率的优点；兼具粘结可靠、强度高，工艺易实施。
一种树脂基预混料火箭发动机壳体同步固化粘结方法

[发明专利]固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置-CN201910825764.7在审
发明人：朱浩;王鹏程;阎瑾;肖明阳;李萌 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2019-08-30 - 公布日： 2019-12-03 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置，包括获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案；根据所述设计方案，确定设计变量和系统参数；根据所述设计方案和设计变量和系统参数，推导设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系；获取设计变量的数值，根据设计变量与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果。这样设计将固液火箭发动机结构设计流程化，给设计人员一直观的设计方法；优化了固液火箭发动机结构设计的步骤，减少了计算量，提高了设计人员的设计效率；将整个设计过程参数化建模，减少了计算时间，为之后不同条件的重复设计提供了计算程序
固液火箭发动机设计变量系统参数结构参数化任务目标设计方法及装置参数化建模不同条件计算程序设计过程设计效率计算量流程化推导重复优化

[发明专利]一种固液火箭发动机三维燃速表征方法和装置-CN202310228291.9在审
发明人：蔡国飙;魏天放;田辉;姜宪珠;牛啸霆;葛晅宏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2023-03-10 - 公布日： 2023-05-19 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明提供了一种固液火箭发动机三维燃速表征方法和装置，涉及航空航天的技术领域，包括：获取固液火箭发动机轴向的各个横截面切片的CT扫描图对；基于CT扫描图对，确定出固液火箭发动机的单通道车轮形药柱内轮廓边缘中的各个像素点到药柱圆心的初始距离；基于CT扫描图对和固液火箭发动机的单通道车轮形药柱内轮廓边缘中的各个像素点到药柱圆心的初始距离，确定出固液火箭发动机各个横截面切片的特征点；基于特征点和固液火箭发动机的工作时长，确定出固液火箭发动机的三维燃速分布规律，解决了现有技术难以确定固液火箭发动机复杂药形的三维燃速的技术问题。
一种火箭发动机三维表征方法装置

[发明专利]一种火箭发动机喷管运动视觉测量方法及该方法中使用的便携式红外发光装置-CN201410014169.2有效
发明人：郭玉波;马惠萍;于潇宇;陈刚;聂飞斌 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2014-01-13 - 公布日： 2014-04-16 - 主分类号： G01H9/00 文献下载
摘要：一种火箭发动机喷管运动视觉测量方法及该方法中使用的便携式红外发光装置，涉及火箭发动机喷管运动视觉测量领域。解决了在对火箭发动机喷管的运动参数进行测量时，由于喷管在火箭发动机的冷热试车过程与模拟喷管工作条件存在巨大差异，导致相机图像平面上无法正确的识别合作目标的问题。在火箭发动机喷管外表面布置多个红外发光点，在图像采集设备的镜头之前设置红外滤光片，图像采集设备对运动中的火箭发动机喷管外表面的多个红外发光点进行图像采集，并将采集到的图像发送至视觉测量系统控制计算机中，实现对火箭发动机喷管运动视觉测量的目的，所述红外发光点采用高亮度红外发光装置实现。本发明适用于对火箭发动机喷管运动视觉测量。
一种火箭发动机喷管运动视觉测量方法方法使用便携式红外发光装置

[发明专利]一种液体火箭发动机喷管结构-CN202011006596.8在审
发明人：姬威信;刘鑫鹏;邵艳;刘岳;孙晓伟;朱丹;高翔;马道远;姚少君 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2020-09-23 - 公布日： 2020-12-04 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭发动机喷管结构，涉及液体火箭发动机技术领域，解决了现有技术中的单壁喷管由于工作温度过高而影响火箭正常工作的技术问题。本发明通过在液体火箭发动机的推力室和/或单壁喷管上设置防护件，通过防护件阻隔单壁喷管喷出的尾焰热量，能够有效防止尾焰的热量辐射到舱体内烧损电线等电子器件，本发明的防护件结构简单、生产制造方便，并且结构设计紧凑，并不影响液体火箭发动机的整体结构。
一种液体火箭发动机喷管结构

[发明专利]一种无需雾化装置或喷雾装置的双组元火箭发动机-CN201910553230.3在审
发明人：吴凡 -专利权人：吴凡
申请日： 2019-06-25 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： F02K9/46 文献下载
摘要：本专利意图提供一种无需雾化装置和喷雾装置的液体火箭发动机的设计方案，介绍了一种燃料经由气化装置后进入燃烧过程的流程，此外附加了一些其他的注意事项，还介绍了气化装置的具体结构，引入了混合室的概念，给出了热力学循环的两种可能，最后还提供了一些关于开关机，保证安全性能，介绍了对于这种火箭发动机而言如何改变推力大小和方向，提出了对液泵和气泵的新要求，列举了一些该发动机的优缺点.摘要附图为说明书附图中的图1。技术领域是液体双组元火箭发动机；液体双组元火箭发动机的运行方式。
一种无需雾化装置喷雾双组元火箭发动机

[发明专利]气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法-CN201810558356.5有效
发明人：孙冰;王太平;刘迪;向纪鑫 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2018-06-01 - 公布日： 2020-07-31 - 主分类号： F02K9/64 文献下载
摘要：本发明公开了一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法，涉及火箭发动机技术领域，该气膜冷却结构包括基体部和气膜喷射部，基体部上设置有气膜介质入口，气膜喷射部上设置有环形的气膜集合器，气膜集合器的圆周上设置有排气孔本发明的液体火箭发动机采用上述气膜冷却结构，整体成本低，在液体火箭发动机热防护试验中，更换气膜喷射部可以实现不同参数下发动机燃烧室内壁上的热荷载分布情况，而且不需要多次试验转动燃烧室，试验效率高、成本小
冷却结构液体火箭发动机及其试验方法

[发明专利]一种液体火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭-CN202010559487.2在审
发明人：黄仕启;马海宁;付军锋;周伟;卢明;刘洋;金富贵;李旭升;季凤来;隗合成 -专利权人：安徽九州云箭航天技术有限公司
申请日： 2020-06-18 - 公布日： 2020-09-22 - 主分类号： F02K9/46 文献下载
摘要：本申请公开了一种火箭发动机及其推力控制方法、装置和运载火箭，该方法和装置应用于液体火箭发动机，液体火箭发动机设置有涡轮泵、燃气发生器和推力室以及阀门等组合件，并在用于向燃气发生器输送氧化剂的第一支路上设置有推力调节阀该推力控制方法具体为获取液体火箭发动机推力室的当前压力；根据推力室当前压力和当前所需的目标压力进行计算，得到推力调节阀开度调节参数；根据开度调节参数对推力调节阀的开度进行调节，以使推力调节阀的开度达到目标开度通过对推力调节阀的开度的调节，可以实现对发动机流量的调节，从而实现对推力的调节，通过对推力的调节即可实现运载火箭的弹道优化和箭体回收。
一种液体火箭发动机及其推力控制方法装置运载火箭

[发明专利]一种用于模块化火箭弹的组装装置-CN202210295028.7在审
发明人：曾强;杨渊;傅理夫;李莹;胡保朝;祁释冰;常建龙;潘玉田;高列义;钟志文;桂永丰;黄立威;祝珊;张赛文;杜旭杰;焦晓亮;周子翔;马腾;刘洋;马宝合;童冉媛 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-09-16 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本申请涉及一种用于模块化火箭弹的组装装置，涉及火箭组装技术领域。本组装装置包括第一纵向支架和长度至少大于后基础模块火箭发动机燃烧室与至少两个标准模块火箭发动机燃烧室的长度总和的第二纵向支架，活动架体包括活动架和设于第一纵向支架和第二纵向支架之间的底架，底架两侧均朝外至少延伸预设长度以形成组装区域和拆卸区域，活动架设于底架上并用于驱动标准模块火箭发动机燃烧室在组装区域和拆卸区域之间滑动，以分别调节标准模块火箭发动机燃烧室与前基础模块火箭发动机燃烧室和后基础模块火箭发动机燃烧室的同轴度。本申请提供的组装装置，较好地解决了固体火箭发动机在装配后难以进行拆卸及再组装成其它模式的固体火箭发动机的问题。
一种用于模块化火箭弹组装装置

[发明专利]可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开-CN201610225561.0有效
发明人： J·G·奥尔布赖特;A·J·卡特兹曼 -专利权人：波音公司
申请日： 2016-04-12 - 公布日： 2019-12-13 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及可枢转火箭发动机的弹簧辅助展开。火箭包括至少一个推进单元，推进单元包括可枢转火箭发动机、弹簧辅助一次性展开机构和释放机构。可枢转火箭发动机在收起位置和展开位置之间是可枢转的。当展开机构通过释放机构被释放时，弹簧辅助一次性展开机构将火箭发动机从收起位置移动到展开位置。火箭的外部几何结构随着火箭发动机被移动到展开位置而改变。
可枢转火箭发动机弹簧辅助展开