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[发明专利]燃料和氧化剂预混的液体火箭发动机系统-CN202110432871.0在审
发明人：赖家俊 -专利权人：赖家俊
申请日： 2021-04-21 - 公布日： 2021-07-06 - 主分类号： F02K9/42 文献下载
摘要：本发明属于液体火箭发动机领域，涉及燃料和氧化剂预混的液体火箭发动机系统。部分液体火箭发动机的燃料和氧化剂在特定情况下能够安全预混或部分预混，液体火箭发动机的燃料和氧化剂预混后，可以简化液体火箭发动机各系统结构，从而提升液体火箭发动机系统可靠性，降低火箭发动机自身重量，提高火箭内部空间利用效率，提升液体火箭发动机性能指标。本发明有利于液体火箭发动机同时使用多种燃料或氧化剂，为液体火箭发动机的设计开发提供一种新的方向，推动液体火箭发动机技术进一步发展。
燃料氧化剂液体火箭发动机系统

[发明专利]应用于大型固体火箭发动机的原位试车系统和方法-CN201910741571.3有效
发明人：石江波;梁纪秋;范开春;肖任勤;鲍永定;王辉 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-08-12 - 公布日： 2020-08-04 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种应用于大型固体火箭发动机的原位试车系统，包括：与固体火箭发动机固连的试车动架；固定设置的起竖装置，与试车动架枢连来带动试车动架旋转，以使固体火箭发动机在竖直状态和水平状态之间转换；可移动的装药装置，用于向竖直状态的固体火箭发动机装药；可移动的水平操作工房，用于在固体火箭发动机装药后，靠近水平状态的固体火箭发动机直至覆盖固体火箭发动机，以向水平的固体火箭发动机提供地面试车环境；地面试车装置，用于对固体火箭发动机进行地面试车本发明中固体火箭发动机在原位进行装药和地面试车，无需对固体火箭发动机进行转运，将大型的固体火箭发动机的转运难度进行了转移。
应用于大型固体火箭发动机原位试车系统方法

[发明专利]火箭发动机单点漏率分配方法、存储介质及计算机设备-CN201910187159.1有效
发明人：杨正;朱景文;曾诚;孟鹏 -专利权人：蓝箭航天空间科技股份有限公司
申请日： 2019-03-13 - 公布日： 2023-02-24 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明提供一种火箭发动机单点漏率分配方法、存储介质及计算机设备，方法包括：获取现有型号火箭发动机最大总漏率、现有型号火箭发动机密封线总长度、现有型号火箭发动机工作压力和当前火箭发动机工作压力；根据所述现有型号火箭发动机最大总漏率和所述现有型号火箭发动机密封线总长度得到检测压力下现有型号火箭发动机的单位密封线长度最大漏率；根据所述现有型号火箭发动机工作压力、所述当前火箭发动机工作压力、标准大气压力和所述单位密封线长度最大漏率得到所述检测压力下当前火箭发动机的单位密封线长度漏率。可以确保火箭安全、可靠地工作，节省试验件的生产，使漏率指标分配更具操作性。
火箭发动机单点分配方法存储介质计算机设备

[发明专利]一种多级固体火箭发动机-CN201910816582.3有效
发明人：郑才浪;王君祺;吴刚 -专利权人：北京灵动飞天动力科技有限公司
申请日： 2019-08-30 - 公布日： 2020-09-04 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种多级固体火箭发动机，包括：两级以上依次相连的固体火箭发动机及连接相邻两级固体火箭发动机的可分离连接机构；令相邻两级固体火箭发动机中位于航向前方的为前级固体火箭发动机，另一个为后级固体火箭发动机；可分离连接机构一端与后级固体火箭发动机固接，另一端与前级固体火箭发动机可分离连接；可分离连接机构具有容纳气体的级间容腔，后级固体火箭发动机工作时，其产生的一部分气体通过连通级间容腔和后级固体火箭发动机燃烧室的气体渗透孔渗入级间容腔中，气体渗透孔的孔径保证后级固体火箭发动机工作期间渗入级间容腔的气体能够在后级固体火箭发动机工作结束后推动前级固体火箭发动机与可分离连接机构分离。
一种多级固体火箭发动机

[发明专利]一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法-CN202210772226.8在审
发明人：高玉闪;陈晖;张航;邢理想;杜飞平;马冬英;马楠;张海明;丁吉 -专利权人：西安航天动力研究所;苏州同元软控信息技术有限公司
申请日： 2022-06-30 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种火箭发动机动态特性仿真方法，具体涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态特性仿真方法，解决了现有技术中存在的系统模型建立难度大、对开发者要求高、建立的模型实用性差的问题；该方法包括如下步骤：确定动态特性仿真目标‑构建概念模型‑建立液体火箭发动机建模仿真系统‑开发基于Modelica语言的液体火箭发动机动态模型库‑液体火箭发动机系统模型搭建‑液体火箭发动机系统模型验证‑液体火箭发动机动态特性仿真应用；该方法采用本发明的液体火箭发动机建模仿真系统，组件模型可以组合快速构建任何型号的液体火箭发动机系统模型。
一种基于 modelica 语言液体火箭发动机动态特性仿真方法

[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]适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统-CN202211334217.7在审
发明人：张银勇;王园丁;林庆国;汤建华;孙涛 -专利权人：上海空间推进研究所
申请日： 2022-10-28 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明提供了一种适合一维系统仿真的液体火箭发动机模型使用方法及系统，包括如下步骤：液体火箭发动机模型建立步骤：建立液路节流孔模型和气路节流孔模型；使液路节流孔模型等效液体火箭发动机阀门及头部流动特性，使气路节流孔模型等效液体火箭发动机喷管内流动特性；液体火箭发动机模型运行步骤：通过运行建立的液体火箭发动机模型，进行液体火箭发动机动态计算。本发明采用简单的液路节流孔模型和气路节流孔模型分别等效发动机阀门及头部的流动特性和喷管内流动特性，极大降低了发动机一维建模难度。
适合维系仿真液体火箭发动机模型使用方法系统

[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

[发明专利]一种固体火箭发动机物理清药装置及清药方法-CN202110380705.0在审
发明人：马渭羊;杨钧愚;马韵秋;张子龙 -专利权人：西安中天含能材料装备有限公司
申请日： 2021-04-09 - 公布日： 2021-07-16 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本发明属于固体火箭发动机换装清药技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机物理清药装置及清药方法。一种固体火箭发动机物理清药装置，包括设备底座以及倾斜设置的工作平台，工作平台上设有平行滑轨，平行滑轨上依次设有刀具进给机构、火箭发动机第一滑道座、火箭发动机第二滑道座；刀具进给机构上设有刀具转换盘，刀具转换盘上分别固定连接有环切刀和铲刀；火箭发动机第二滑道座上设有防爆伺服电机、第二传动齿轮、火箭发动机第二固定卡盘，火箭发动机第一滑道座上设有第一传动齿轮、火箭发动机第一固定卡盘。
一种固体火箭发动机物理装置药方

[实用新型]一种固体火箭发动机物理清药装置-CN202120719023.3有效
发明人：马渭羊;杨钧愚;马韵秋;张子龙 -专利权人：西安中天含能材料装备有限公司
申请日： 2021-04-09 - 公布日： 2021-11-23 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：本实用新型属于固体火箭发动机换装清药技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机物理清药装置。一种固体火箭发动机物理清药装置，包括设备底座以及倾斜设置的工作平台，工作平台上设有平行滑轨，平行滑轨上依次设有刀具进给机构、火箭发动机第一滑道座、火箭发动机第二滑道座；刀具进给机构上设有刀具转换盘，刀具转换盘上分别固定连接有环切刀和铲刀；火箭发动机第二滑道座上设有防爆伺服电机、第二传动齿轮、火箭发动机第二固定卡盘，火箭发动机第一滑道座上设有第一传动齿轮、火箭发动机第一固定卡盘。
一种固体火箭发动机物理装置

[发明专利]一种火箭发动机燃料系统及火箭-CN201910663233.2有效
发明人：俞南嘉;张欣宇;王鹏程;张彤阳 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2019-07-22 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： F02K9/44 文献下载
摘要：本申请提供了一种火箭发动机燃料系统及火箭，涉及火箭发动机技术领域，在一定程度上解决现有技术中的芯级火箭在工作时，无法向其贮箱内补充推进剂的技术问题。火箭发动机燃料系统包括：助推级火箭发动机燃料系统和芯级火箭发动机燃料系统；助推级火箭发动机燃料系统包括第一推进剂贮箱，芯级火箭发动机燃料系统包括第二推进剂贮箱，第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱相连通,第一推进剂贮箱与第二推进剂贮箱之间设置有控制阀火箭发动机燃料系统中第一推进剂贮箱可以向第二推进剂贮箱内输送推进剂，防止芯级火箭发动机燃料系统中推进剂的消耗导致芯级火箭运载能力下降。
一种火箭发动机燃料系统火箭

[发明专利]一种火箭发动机故障诊断方法、装置及介质-CN202310059174.4在审
发明人：陈晖;张振臻;张航;张晓光;高玉闪;陈泽灏;林荣浩 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2023-01-16 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开一种火箭发动机故障诊断方法、装置及介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决现有发动机故障诊断方法准确性低的问题。一种火箭发动机故障诊断方法，包括：获取发动机测量数据；将协变量初始测量值输入到第一循环神经网络，得到各个时刻协变量的预测值；将每个时刻协变量的预测值输入到第二循环神经网络，得到对应时刻的隐藏层信息；将隐藏层信息映射为火箭发动机增广状态空间模型状态转移矩阵的子阵，得到火箭发动机故障模型；基于目标参数的测量值，采用观测器对火箭发动机故障模型中的故障因子进行观测，得到故障因子的估计值，实现对发动机的故障诊断。本发明提供的火箭发动机故障诊断方法用于提高液体火箭发动机故障诊断的准确性。
一种火箭发动机故障诊断方法装置介质

[发明专利]火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路及发动机-CN201910851904.8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： 2019-09-10 - 公布日： 2021-03-19 - 主分类号： B23P15/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路和发动机。制备方法包括：管路和管路连接件；将所述管路连接件在所述管路的端部固定，获得连接管路，其中所述连接管路的总长度与弯制后的火箭发动机管路的总长度一致；检验所述连接管路的质量，并进行压力试验；在质量及压力试验合格后，按照预设形状对所述连接管路进行一体化弯曲，获得火箭发动机管路。本发明的火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路及发动机，通过改变管路和管路连接件的加工工艺，降低了工艺难度，提高了生产效率，且可以改善火箭发动机管路产品的质量。
火箭发动机管路制备方法发动机

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