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[发明专利]一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置-CN202310521884.4在审
发明人：杨跃;刘浩;可钊;李钧;朱景文;朱佩婕;龚习;刘岳;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-05-10 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本申请涉及一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过若干个驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低了主发动机伺服系统的设计难度，从而降低了可回收火箭的研制成本；结构简单，不额外占用箭体内有限的空间，进一步提高了运载能力；紧凑地设置在箭体外壁，有利于箭体的安装、操作和维护。
一种可回收火箭尾部发动机活动环形保护装置

[发明专利]一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置-CN202310521923.0在审
发明人：杨跃;刘浩;可钊;李钧;朱景文;朱佩婕;龚习;刘岳;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-05-10 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： F02K9/80 文献下载
摘要：本申请涉及一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置，包括中心发动机，还包括多个裙板，多个所述裙板可折叠的沿周向均匀设置在所述中心发动机的推力室外壁上。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低中心发动机伺服系统在返回段的气动载荷力矩，大幅降低了中心发动机伺服系统的设计难度，降低了可回收火箭的研制成本；裙板在中心发动机上升段及返回段开机工作过程中呈折叠状态，贴合于中心发动机推力室外壁面，不影响中心发动机摇摆工作；裙板采用直线舵机进行控制，结构简单，可以自由折叠和展开。
一种可回收火箭返回发动机伺服负载力矩降低装置

[发明专利]一种发动机推力室的密封装置及其安装方法及一种发动机-CN202310318766.3在审
发明人：李标;胡如意;刘岳;朱景文;丁康;卢安军;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本申请公开了一种发动机推力室的密封装置及其安装方法及一种发动机，涉及航天火箭液体发动机技术领域，包括：支撑台，所述支撑台周向设置有至少两个支撑杆；卡紧组件，所述卡紧组件的一端可调节的与所述支撑杆远离所述支撑台的一端连接，所述卡紧组件的另一端与推力室的喷管内壁贴合；连接壳体，与所述卡紧组件连接，所述连接壳体的外壁与推力室喷管内壁贴合；充气壳体，与所述连接壳体远离所述卡紧组件的一端连接，所述充气壳体与推力室喷管内壁贴合。通过将卡紧组件收缩后放入推力室的喷管内，再将卡紧组件伸长与喷管内壁进行固定，方便安装与拆卸；通过设置连接壳体和充气壳体进行双重密封，能有效解决航天火箭液体发动机推力室的密封问题。
一种发动机推力密封装置及其安装方法

[发明专利]一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法及装置-CN202310160156.5在审
发明人：朱景文;胡如意;彭彦召;李标;孙晓伟;刘岳;卢安军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-23 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法及装置，通过获取摇摆软管的介质内压、钢丝分布圆直径、波纹管通径、钢丝直径、每根钢丝的钢丝初始长度、摇摆软管初始长度；然后根据所述摇摆软管的介质内压、钢丝分布圆直径、波纹管通径、钢丝直径、每根钢丝的钢丝初始长度、摇摆软管初始长度，确定第一函数关系及第二函数关系；之后根据所述第一函数关系及所述第二函数关系，确定目标钢丝盘绕角度，用以计算得到钢丝编织角度。如此，在降低摇摆软管弯曲引起的发动机摇摆负载力矩的同时，提高钢丝网套摇摆软管钢丝受力均匀性，提高其承载能力，从而提高摇摆软管使用寿命。
一种摇摆软管钢丝编织角度确定方法装置

[发明专利]一种液体火箭的发动机副系统-CN202310031112.2在审
发明人：姬威信;刘鑫鹏;彭彦召;邵艳;孙晓伟;张召磊;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： F02K9/48 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭的发动机副系统，包括依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和燃烧室，涡轮轴通过轴承稳定架设并输出旋转动力，同时少量燃料进入涡轮轴与二底主体之间第一间隙内对轴承进行冷却，通过涡轮轴的一体式贯穿设置既实现简化系统结构、降低重量、提高空间布置紧凑性，降低了空间占用，又省去了复杂的多结构之间涡轮装置的动密封装置，解决了传统液体火箭发动机的多机布置问题，推动可重复使用回收火箭的轻量化发展，提高了组件布置灵活性。
一种液体火箭发动机系统

[发明专利]一种用于液体火箭回收的装置-CN202310032115.8在审
发明人：姬威信;刘鑫鹏;彭彦召;邵艳;孙晓伟;张召磊;罗庶 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F42B10/48 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于液体火箭回收的装置，其包括着陆板、回收平台、磁吸组件以及支撑柱，火箭下部组件落下到回收平台的避让孔内，此时磁吸组件工作并产生磁极，此时控制磁吸组件产生的磁极与着陆板的磁极相同，并利用磁极同性相斥的远离，实现回收平台对火箭整体产生一定的反推力，火箭发动机关机就可以完成回收下落的操作，降低对火箭可变推力的要求，降低火箭着陆产生的撞击程度，在火箭发动机关机回收下落的过程中，可以操作磁极组件改变磁极，达到与着陆板异性相吸的状态，在火箭发动机关闭的时候通过磁极吸附力降低火箭整体的小幅跳动或者位移，提高回收着陆的稳定性，提高火箭再次使用的可靠性。
一种用于液体火箭回收装置

[发明专利]一种液体火箭发动机的推力系统-CN202310038349.3在审
发明人：姬威信;邵艳;彭彦召;刘鑫鹏;孙晓伟;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭发动机的推力系统，包括塞芯以及依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和推力室主体，通过控制扩径段的外径以及缩径段的内径得到作业工况下所要求的喷焰间隙，形成高温燃气喷出的有效喉部，塞芯上扩径段的型面与推力室主体上缩径段的型面构成气动塞式的喷射结构，在结构上替代了现有技术中推力室主体尾部的大尺寸扩口结构，因为长度更短的推力室主体结构减少了火箭级间的结构重量，在给定推力室主体的长度情况下，通过性能的提高而大幅增加火箭的有效载荷；而且不管发动机是在海平面、低空还是高空的工况下，推力室主体都不会因燃气欠膨胀而产生推力和比冲损失。
一种液体火箭发动机推力系统

[发明专利]一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统-CN202310038348.9在审
发明人：姬威信;邵艳;彭彦召;刘鑫鹏;孙晓伟;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K9/62 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，包括依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体、推力室主体和调节栓，推力室主体中部具有收扩段，调节栓活动设于所述推力室主体内，并与收扩段之间形成喷焰间隙，调节栓上设有圆锥段，且调节栓可沿轴向移动，以改变喷焰间隙的大小，需要调整推力室喉部节流面积时，操作调节栓沿轴向移动，圆锥段相对于静止的收扩段靠近或者远离，由于圆锥段的锥面不同位置对应的半径不同，圆锥段与收扩段之间的喷焰间隙大小也随之发生改变，进而实现推力室喉部节流面积的调节操作，且结构简单，替代复杂且数量多的单个调节元件，提高火箭发动机的深度变推力调节精准性、可靠性。
一种液体火箭发动机可调喉部推力系统

[发明专利]一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法-CN202111491238.5有效
发明人：李晓苏;汪潋;黎桪;邹延兵;左湛;周鑫;黄晓平;唐梦莹;刘李雷;杨凯铜;王志军;岳小飞;刘克龙;段淑婧;彭彦召 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-08 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F41F3/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种电磁发射火箭转弯段弹道设计方法，包括如下步骤：定义发射系，定义箭体系，相对于发射系建立一个新的坐标系，在新的坐标系OX2Y2Z2下设计新攻角和新侧滑角，计算新的坐标系下的新姿态角；将新的坐标系下的新姿态角转化为发射系姿态角。当目标轨道倾角与火箭射向相差很大时，本发明的方法可以顺利实现大幅度的侧向转弯，以使其在定射向条件下满足多种轨道倾角要求。
一种电磁发射火箭转弯弹道设计方法

[发明专利]一种液体火箭发动机的涡轮废气排气结构-CN202310038350.6在审
发明人：姬威信;刘鑫鹏;彭彦召;邵艳;孙晓伟;朱景文;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-01-10 - 公布日： 2023-03-28 - 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的涡轮废气排气结构，包括喷嘴叶栅、排气部和涡轮盘，燃烧室内的燃气通过喷嘴叶栅经第一通道喷出，并穿过涡轮盘上的第二通道后进入导流叶栅，带动涡轮盘旋转并输出旋转动力的同时穿过导流叶栅进入喷嘴，燃气在引导面的作用下膨胀产生推力，经过喷嘴后流动速度急剧增大，压力降低，排气部上的引导面将喷嘴的膨胀面积比继续增大，将流出喷嘴的燃气继续加速提高推力，取代传统排气管结构，简化结构复杂程度，降低结构重量，可减小液体火箭发动机整体的结构尺寸及重量，有助于提高液体火箭发动机在不同飞行段的推力和比冲性能，从而提高火箭的运载能力。
一种液体火箭发动机涡轮废气排气结构

[发明专利]一种姿态控制系统去任务化校正网络的设计方法-CN202210360771.6在审
发明人：黄晓平;岳小飞;李耀方;唐梦莹;周一凡;刘李雷;杨凯铜;王志军;杨跃;韩明晶;李钧;彭焱;赵宁;彭彦召;李文伟 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-04-07 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： G05B13/02 文献下载
摘要：本申请的实施例提供了一种姿态控制系统去任务化校正网络的设计方法，包括：根据目标弹道获取小扰动线性化方程系数，确定被控对象传递函数；根据被控对象设计对应的校正网络中的增益值函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第一零点函数，若当前的校正网络增益值函数无法满足被控对象姿态控制回路开环传递函数频域指标要求，则根据被控对象传递函数，设计校正网络中的第二零点函数，直至校正网络满足所有任务弹道为止，并将增益值函数、第一零点函数、以及第二零点函数封装为参数库。本申请可以满足不同发射任务的控制需要，不随任务而改变算法。
一种姿态控制系统任务校正网络设计方法

[发明专利]基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法及装置-CN202111491236.6在审
发明人：刘李雷;岳小飞;黄晓平;唐梦莹;周一凡;李耀方;杨凯铜;王志军;杨跃;韩明晶;李钧;彭焱;赵宁;彭彦召;李文伟 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-08 - 公布日： 2022-05-06 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及基于模糊隶属度函数的火箭末级姿态分时控制方法，将模糊逻辑策略引入到简化侧喷流装置的末级箭体姿态控制系统中，所述侧喷流装置包括设置在圆筒形箭体圆周外侧壁上，若干个轴向和径向的喷管，所述喷管喷出气流给箭体提供俯仰、偏航和滚动控制力矩，根据控制特征量对火箭末级姿态进行控制，利用模糊逻辑规则合理地选取不同的控制喷管组合，执行控制策略。本发明核心为模糊逻辑的设计，利用模糊控制的程式化方法，以惯组计算得到的特征控制量姿态角和姿态角速率作为输入，生成模糊策略进而选取对应的控制喷管作动对箭体施加控制力矩，改变箭体的姿态角和角速率，保证箭体姿态满足设计要求。
基于模糊隶属函数火箭姿态分时控制方法装置

[发明专利]一种用于液体运载火箭的一体化测发控方法及设备-CN202210081068.1在审
发明人：纪涛;陶金;甘霖;韩明晶;赵爽;温凯;李松林;翟致恒;彭彦召;赵宁 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-01-24 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： G05B19/042 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于液体运载火箭的一体化测发控方法及设备，该设备包括：通过电缆互连的第一测控组合和第二测控组合；所述第一测控组合，网络连接后端控制计算机且电缆连接所述液体运载火箭，用于在所述液体运载火箭的测发过程中，接收所述后端控制计算机的控制并对箭上电气系统进行相关检控；所述第二测控组合，网络连接所述后端控制计算机且电缆连接地面被控对象，用于在所述液体运载火箭的测发过程中，接收所述后端控制计算机的控制并对地面被控对象进行相关检控，以使所述地面被控对象和所述箭上电气系统在所述液体运载火箭的测发过程中相互适配。
一种用于液体运载火箭一体化测发控方法设备

[发明专利]一种弹性滤波器设计方法-CN202111499268.0在审
发明人：李耀方;岳小飞;王志军;黄晓平;唐梦莹;周一凡;刘李雷;杨凯铜;杨跃;韩明晶;李钧;赵宁;彭彦召;李文伟;彭焱;刘欣 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-09 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种弹性滤波器设计方法，包括步骤：计算箭体传递函数Gjt、弹性振动传递函数Gtx、执行机构的传递函数Gzx、以及设计的校正网络传递函数Gjz；计算控制系统在固定弹性频率点omga0下的幅值裕度；固定弹性频率点omga0下的要求的设计幅值裕度；确定需要设计的滤波深度；计算此滤波器在控制系统下的滤波宽度；设计此弹性滤波器为连续域滤波器；计算控制回路中弹性频率点omga0处的幅值裕度；在箭体上下拉偏工况下，计算判断频率点的幅值裕度是否满足设计要求。本发明的设计方法通过实际应用，在滤波器设计过程中，知道具体某个频率点的滤波深度和滤波宽度的情况下，最多通过一次或者两次就可以设计出来。
一种弹性滤波器设计方法

[发明专利]基于攻角变化的姿态控制系统设计方法-CN202111467689.5在审
发明人：唐梦莹;岳小飞;黄晓平;周一凡;李耀方;刘李雷;杨凯铜;王志军;杨跃;韩明晶;李钧;周军;赵宁;彭彦召;李文伟 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-03 - 公布日： 2022-03-25 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种基于攻角变化的姿态控制系统设计方法，包括以下步骤：计算飞行攻角包络；设计各时刻点下各攻角状态的校正网络；对每一特征时刻点重复步骤二，将各状态下的校正网络组合为参数矩阵装订于飞控软件；火箭飞行过程中实时辨识飞行攻角；利用当前飞行时刻及实时攻角插值校正网络矩阵用于姿态控制。本申请具有以下可预期的技术效果：在飞行环境不确定性较大的情况下，能够实时辨识火箭飞行过程中的攻角变化，根据攻角大小进行校正网络调整，提高姿态控制系统的鲁棒性以及控制性能，姿态控制精度也相对较好，对误差的适应能力较好。
基于变化姿态控制系统设计方法

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