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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]一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法-CN202110940743.7有效
发明人：杨跃;朱佩婕;罗庶;马道远;梁家伟;赵学光;李金梅;李钧;岳小飞;韩明晶;龚习;王迎春;朱丹 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-08-17 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F42B15/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法。通过对飞行时间进行分段设计，匹配各对应高度段的轴向飞行过载，使得各对应高度段的轴向飞行过载适宜垂直回收验证火箭的验证飞行，具体设计方法是：通过按时序对发动机进行推力调节，实现箭体轴向飞行过载的交错变化，为垂直回收演示验证火箭飞行全程提供适宜的轴向飞行过载，最终可以实现垂直受控着陆回收。本方法保证演示验证火箭全程都具有适当的飞行过载，规避了低过载下贮箱推进剂管理的复杂问题；规避了发动机二次点火的复杂问题；不需研制复杂的推进剂管理系统；为可回收关键技术验证提供了较适宜的飞行环境；为垂直回收演示验证火箭的总体设计提供了有力支撑。
一种垂直回收演示验证火箭飞行时序设计方法

[发明专利]一种垂直起降演示验证火箭着陆后处理时序设计方法及系统-CN202211739781.7在审
发明人：杨跃;朱佩婕;丁子航;赵学光;罗庶;可钊;李钧;马道远;刘岳;龚习 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本发明涉及一种垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法，包括判定箭上贮箱气枕压力、箭体或场地状况、场地甲烷浓度状态，若均未出现异常，则开始泄出燃料；燃料泄出后完成后，继续判定气枕压力、箭体或场地状况、着陆场地燃料浓度是否异常，若均未出现异常，则开始泄出氧化剂；氧化剂泄出完成，恢复箭地之间的机械和电气接口连接，执行撤收流程。本发明提供的垂直起降演示验证火箭的着陆后处理时序设计方法适用于推进剂采用液氧甲烷推进剂的垂直起降演示验证火箭，该后处理时序采用人员远程控制，解决了火箭后处理时的人员安全性问题，确保高安全性、无害化火箭回收后处理，为可回收关键技术验证提供了较好的环境。
一种垂直起降演示验证火箭着陆处理时序设计方法系统

[发明专利]一种可回收运载火箭落点控制方法-CN202211731687.7在审
发明人：杨跃;岳小飞;黎桪;唐梦莹;朱佩婕;可钊;龚习;刘岳 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-30 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明涉及一种可回收运载火箭落点控制方法，包括陆前开机控制、着陆前高度控制、着陆前水平位置控制、着陆前关机控制；陆前开机控制是基于落点坐标系进行迭代计算，若计算到vyfsi不大于零，则进行下一次迭代；当计算到vyfsi大于零时，判断当前yfsi是否小于零，若是，则发动机开机；否则，发动机不开机；结束迭代；着陆前高度控制是通过迭代计算，计算得到vyfsi大于零或yfsi小于零时，判断vyfsi是否小于vmx，若是，则结束迭代；若否，对目标视加速度则进行更新；基于目标视加速度Wax,j+1调整发动机推力，然后进行下一次迭代计算。本方法中控制指令计算量较小，制导回路稳定性高，具有较高的工程应用价值。
一种可回收运载火箭落点控制方法

[发明专利]一种液体火箭发动机的推力调节方法及装置-CN202111493433.1有效
发明人：杨凯铜;岳小飞;王志军;王宏亚;唐梦莹;周一凡;黄晓平;李耀方;刘李雷;龚习;赵爽 -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： 2023-05-12 - 主分类号： F02K9/58 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机的推力调节方法，包括步骤：在地面试车试验时获得液体火箭发动机推力室压力‑调节阀开度表；基于推力室压力‑调节阀开度表和制导系统给出的推力室压力指令，计算得到燃料副阀开度基准值；根据当前轴向目标过载和当前轴向实际过载进行计算，得到燃料副阀开度指令；基于燃料副阀开度指令和所述推力室压力‑调节阀开度表计算得到氧化剂副阀、主阀开度指令；对阀开度进行调节，使发动机达到需要推力。本发明采用加速度计测量得到的过载信息对发动机调节阀开度进行修正，无需增加传感器，实现对飞行过程中的运载火箭发动机推力进行精确调节，有利于回收过程箭体的姿、轨控，满足低成本、可回收火箭的技术需求。
一种液体火箭发动机推力调节方法装置

[发明专利]一种运载火箭整流罩的数据分区方法及系统-CN202310134969.7在审
发明人：刘浩;李钧;龚习;冯刚;杨跃;姜航;朱佩婕;胡智珲;尹仕卿;陈辰;王迎春 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种运载火箭整流罩的数据分区方法及系统，所述方法包括：对所述整流罩进行流体力学仿真计算，得到整流罩表面压力数据；将所述整流罩表面压力数据由笛卡尔坐标系表示转化为柱坐标系表示；其中，所述柱坐标系中的x轴和整流罩轴线平行；根据强度分析的需求，沿所述整流罩轴线对所述整流罩表面压力数据进行轴向的数据分站，得到n个轴向数据集合；在每个轴向数据集合内部进行周向的数据分站，使每个轴向数据集合内形成m个周向数据集合；计算每个周向数据集合内的平均压力，并加载到所述整流罩对应区域。
一种运载火箭整流数据分区方法系统

[发明专利]一种可重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法及系统-CN202310148748.5在审
发明人：刘浩;李钧;龚习;冯刚;杨跃;姜航;朱佩婕;尹仕卿;胡智珲;陈辰;王迎春 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2023-02-20 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种可重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法及系统，所述方法包括：建立喷管相关网格模型；以喷管喉部作为喷流计算的入口边界，并确定喷管的其他相关边界条件；控制喷管喉部按照发动机中的真实燃气组分给定质量百分比，以及控制空气来流按照所遇真实来流给定空气组分百分比；控制所述运载火箭逆向喷流所用的来流马赫数和喷管喉部静压值在计算过程中逐步变化，以对所述运载火箭逆向喷流进行仿真计算。
一种重复使用运载火箭逆向喷流数值仿真方法系统

[发明专利]一种集成式阀组以及火箭发动机-CN202211692093.X在审
发明人：陈苗;朱崇涛;龚习;朱景文;胡如意;何海涛;胡锐;王震;卢安军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： F16K11/20 文献下载
摘要：本申请公开了一种集成式阀组以及火箭发动机。该集成式阀组的主体设有一个以上的主路通道组件和副路通道组件，第二进气通道、第一排气通道、第一阀腔以及第二阀腔均对应设置有多个，每个第一排气通道均分别通过对应的第一阀腔与第一进气通道连通，并且，每个第一排气通道均分别通过对应的第二阀腔与对应的第二进气通道连通，每个第二排气通道均分别通过对应的第三阀腔与第三进气通道连通。一个以上的第二排气通道中的每个第二排气通道均分别通过一个以上的第三阀腔中的一个第三阀腔与第二进气通道连通。本申请的火箭发动机采用集成式阀组，有效减少了单向阀以及相应的管件、接头等的数量，降低了发动机质量，优化了火箭发动机的布局。
一种集成式阀组以及火箭发动机

[发明专利]一种火箭以及火箭推进剂晃动抑制方法和装置-CN202111076246.3有效
发明人：杨跃;罗庶;马道远;朱佩婕;梁家伟;赵学光;丁子航;李金梅;李钧;岳小飞;韩明晶;龚习;刘岳;王迎春;朱丹 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-09-14 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K9/56 文献下载
摘要：本发明公开了一种火箭以及推进剂晃动抑制方法和装置，包括：检测是否接收到火箭的主发动机的预备关机信号；当接收到主发动机的预备关机信号，且当前时刻与接收到预备关机信号的时刻之间的时间间隔为第一设定时间间隔时，控制主发动机的推力降低至第一目标推力，以及控制火箭的辅助发动机以第二目标推力为火箭提供飞行方向的推力。本申请在主发动机降低过载的过程中，以辅助发动机提供过载，进而减少了火箭过载降低的程度，使得推进剂晃动的幅度大幅降低，还可以降低剩余推进剂和增压气体将在贮箱内掺混程度，在一定程度上避免了动力输送管路中的推进剂的夹气风险，提高主发动机二次开机的可靠性，提高火箭的飞行安全。
一种火箭以及推进晃动抑制方法装置

[发明专利]一种电磁阀-CN202211692415.0在审
发明人：陈苗;朱崇涛;龚习;何海涛;胡锐;王震;卢安军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F16K31/36 文献下载
摘要：本申请公开了一种电磁阀。该电磁阀的主阀座的中部内设有主阀芯腔，主阀座的中部开设有与主阀芯腔连通的电磁阀入口，主阀座的第一端开设有与主阀芯腔连通的电磁阀出口，主阀座的第二端设有与主阀芯腔连通的弹性件腔，主阀座内还开设有第一介质通道，第一介质通道连通在主阀芯腔与弹性件腔之间，主阀芯可沿主阀座的轴向运动地设置在主阀座的中部内，主阀芯的第一端的端面与电磁阀入口对应设置，密封件设置在主阀芯的第一端与电磁阀出口之间，弹性件设置弹性件腔内，弹性件与主阀芯的第二端连接。本申请的电磁阀可以通过调节弹性件的刚度，改变密封件所受到的密封力，从而避免了密封件因所受到的作用力过大而损坏。
一种电磁阀

[发明专利]一种电磁阀-CN202211692419.9在审
发明人：陈苗;朱崇涛;龚习;何海涛;胡锐;王震;卢安军 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-12-28 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F16K1/32 文献下载
摘要：本申请公开了一种电磁阀。该电磁阀的筒件的第一端与衔铁连接，活动件可沿筒件的轴向伸缩地设置在筒件的第二端，第一弹性件设置在筒件内且设置在筒件的第一端与活动件的第一端之间，活动件的第二端可活动地穿设在阀座的第一端，阀芯可沿阀座的轴向移动地设置在阀座的第一端内，阀芯的第一端与阀口相对设置，活动件的第二端与阀芯的第二端连接，筒件与阀座之间的最大间隙大于阀芯与阀口之间的最大间隙，第二弹性件设置在阀座内，且设置在阀芯的第一端与阀座的第二端之间，第二弹性件的弹性系数小于第一弹性件的弹性系数，阀座与电磁铁连接。本申请能够避免电磁阀在高压工作状态时产生过大的电磁力使阀芯的密封力过大而受到破坏。
一种电磁阀

[发明专利]航空航天导管余量切除设备及其导管夹持装置-CN202010535455.9有效
发明人：林姚辰;苏再为;杜正勇;王惠苗;王露予;王永发;徐昶;王强;林彦龙;龚习;穆菁 -专利权人：浙江金马逊智能制造股份有限公司
申请日： 2020-06-12 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： B23D19/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空航天导管余量切除设备及其导管夹持装置，包括第一夹持座、第二夹持座、第三夹持座、第四夹持座和夹持装置基座，第一夹持座和第二夹持座前后相对设置在夹持装置基座上并且两者前后配合夹持导管，第三夹持座和第四夹持座前后相对设置在夹持装置基座上并且两者前后配合夹持导管，第一夹持座固定在夹持装置基座上，第二夹持座通过夹持电机驱动在夹持装置基座上前后滑动，第三夹持座通过第一夹持气缸驱动在夹持装置基座上前后滑动，第四夹持座通过第二夹持气缸驱动在夹持装置基座上前后滑动，切割装置在第二夹持座和第四夹持座之间进刀切割。本方案用于导管端部定位稳妥后对导管进行可靠的夹持，保障导管切割平稳。
航空航天导管余量切除设备及其夹持装置

[发明专利]运载火箭返回体水平位置控制方法-CN202111452077.9有效
发明人：岳小飞;黎桪;唐梦莹;黄晓平;刘克龙;王志军;周一凡;李钧;杨跃;龚习;刘畅;赵宁;李文伟 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2021-12-01 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请涉及一种运载火箭返回体水平位置控制方法，包括以下步骤：在一子级进入着陆段前，依据标准弹道插值于落点坐标系下的水平方向位置Xfscx、Zfscx和水平方向速度Vxfscx、Vzfscx；对火箭导航系统测量输出的水平方向位置Xfs、Zfs和水平方向速度Vxfs、Vzfs进行滤波处理；利用滤波处理后的测量信息Xfslb、Zfslb、Vxfslb、Vzfslb计算水平方向控制的加速度指令；依据一子级俯仰方向加速度指令ay和偏航方向加速度指令az计算火箭的姿态角控制指令；利用获得的俯仰姿态角指令和偏航姿态角指令ψcx，按照姿态控制方法控制一子级飞行，直至一子级发动机着陆关机。本申请具有以下可预期的技术效果：控制指令计算量较小，制导回路稳定性和工程应用价值均比较高。
运载火箭返回水平位置控制方法

[发明专利]一种液体火箭发动机法兰结构优化方法及系统-CN202211493681.0在审
发明人：胡如意;朱景文;龚习;刘珂;李标;王弘亚;王震 -专利权人：航天科工火箭技术有限公司
申请日： 2022-11-25 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明公开了一种液体火箭发动机法兰结构优化方法及系统，包括：对法兰结构所有尺寸参数进行抽样并建模，获取法兰结构几何模型；对法兰结构几何模型进行第一有限元网格划分进行强度分析，并通过灵敏度分析筛选出对法兰结构最大等效应力S1影响在前的若干关键尺寸参数；对法兰结构几何模型进行第二有限元网格划分进行法兰结构密封性分析，并通过灵敏度分析分别筛选出对法兰结构最大分离量d和法兰结构泄漏率LR影响在前的若干关键尺寸参数；基于抽样样本点，分别以法兰结构最大等效应力S1、法兰结构最大分离量d、法兰结构泄漏率LR以及法兰结构重量M为输出响应值，建立Kriging代理模型；基于Kriging代理模型建立法兰结构优化模型并进行寻优。
一种液体火箭发动机法兰结构优化方法系统

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