[发明专利]气尖引擎、包括此类引擎的发射载具及方法在审
| 申请号： | 202280011309.3 | 申请日： | 2022-01-11 |
| 公开（公告）号： | CN116964313A | 公开（公告）日： | 2023-10-27 |
| 发明（设计）人： | 弗德里科·罗西;阿德里亚·阿尔热米·萨姆索;尼古拉·帕伦博;拉斯马斯·伯格斯特龙 | 申请（专利权）人： | 西班牙潘基亚宇航公司 |
| 主分类号： | F02K9/97 | 分类号： | F02K9/97 |
| 代理公司： | 上海和华启核知识产权代理有限公司 31339 | 代理人： | 余昌昊;王仙子 |
| 地址： | 西班牙巴塞罗那08*** | 国省代码： | 暂无信息 |
| 权利要求书： | 暂无信息 | 说明书： | 暂无信息 |
| 摘要： | 本发明提供了一种被配置为连接到液态甲烷罐和液态氧气罐的气尖引擎。气尖引擎包括中心体，中心体包括气尖喷嘴、外部裙部和限定在外部裙部和中心体之间的燃烧室。中心体由一种或多种铜合金增材制造并具有多个中心体内冷却通道。外裙部由一种或多种铜合金增材制造并具有多个裙部内冷却通道。气尖引擎配置成通过内冷却通道将液态甲烷和液态氧供应到燃烧室。还公开了发射载具的级和包括这种气尖引擎的发射载具，以及包括气尖引擎的发射载具的可重复使用级的重新进入的方法。 | ||
| 搜索关键词： | 引擎 包括 发射 方法 | ||
【主权项】：
暂无信息
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于西班牙潘基亚宇航公司，未经西班牙潘基亚宇航公司许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/202280011309.3/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 同类专利
- 气尖引擎、包括此类引擎的发射载具及方法-202280011309.3
- 弗德里科·罗西;阿德里亚·阿尔热米·萨姆索;尼古拉·帕伦博;拉斯马斯·伯格斯特龙 - 西班牙潘基亚宇航公司
- 2022-01-11 - 2023-10-27 - F02K9/97
- 本发明提供了一种被配置为连接到液态甲烷罐和液态氧气罐的气尖引擎。气尖引擎包括中心体，中心体包括气尖喷嘴、外部裙部和限定在外部裙部和中心体之间的燃烧室。中心体由一种或多种铜合金增材制造并具有多个中心体内冷却通道。外裙部由一种或多种铜合金增材制造并具有多个裙部内冷却通道。气尖引擎配置成通过内冷却通道将液态甲烷和液态氧供应到燃烧室。还公开了发射载具的级和包括这种气尖引擎的发射载具，以及包括气尖引擎的发射载具的可重复使用级的重新进入的方法。
- 一种液体火箭冷却螺旋通道喷管-202223129700.X
- 徐超;胡峥;朱奕;刘国林;王义新;徐修成 - 山东乾堃航天科技有限公司
- 2022-11-24 - 2023-10-27 - F02K9/97
- 本实用新型涉及航天航空技术领域，具体涉及一种液体火箭冷却螺旋通道喷管，包括：喉部，为新型液体火箭冷却螺旋通道喷管主体；扩张段和收敛段，其分别设置于喉部的两端；导通部，其设置于扩张段的一端；空气导流板，其设置于导通部的外表面；空气导流槽，其设置于空气导流板的外表面。本实用新型克服了现有技术的不足，喷管内部的热量通过导热相变层的作用，将热量快速传递至通管内部，高温热量与冷却液接触，快速中和其热量，使得喷管温度快速降低，其通过通管内部的制冷板作用，使得冷却液一直能够处低温的状态，继而对高温中和持续时间长，有效的解决冷却液中和之后无法继续对高温中和的问题。
- 一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法-202310924309.9
- 刘亚洲;李平;胡海峰;杨建文;张振臻;杨宛霖;谢豫 - 西安航天动力研究所
- 2023-07-26 - 2023-09-29 - F02K9/97
- 本发明涉及火箭发动机喷管，具体涉及一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了采用固定面积比的轴对称喷管在欠膨胀状态下会产生额外的性能损失，而采用大面积比喷管存在结构干涉，从而限制火箭综合性能提高的技术问题。本发明在原有的并联喷管的基础上，对外侧喷管进行了半延伸设计，从而达到增大外侧喷管面积比、提高火箭综合性能的目的，增大了火箭的有效迎风面积，能够在发动机摇摆时提供额外的侧向力矩，更有利于火箭飞行控制，并且具有结构简单、无作动机构、可靠性高等优点。半延伸喷管的型面采用特征线法设计，壁面冷却方案采用烧蚀冷却与辐射冷却相结合，与传统钟形喷管技术兼容性高，可实现性更强。
- 一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管-202111430166.3
- 黄驰;胡铭杰;尹佶欣;冯栩声;廖俊 - 湖北航泰科技有限公司
- 2021-11-29 - 2023-09-15 - F02K9/97
- 本发明涉及一种一次固化成型的全复合材料发动机喷管，包括喉衬、收敛段、隔热层、内烧蚀层和复合材料壳体，喉衬作为起始面层，收敛段、烧蚀层、隔热层以及复合材料壳体依次由内向外回转成型为喷管，在所有缠绕工作完成后整体进行一次热压固化成型；收敛段为碳纤维布带预浸料整体缠绕成型；烧蚀层在喉衬和模具上通过纤维或布带经缠绕而成；隔热层在烧蚀层外侧通过纤维或布带预浸料斜缠成型；复合材料壳体在隔热层外侧通过纤维或布带铺放或缠绕成型。本发明通过过渡结构树脂的共固化技术，一次完成复合材料喷管不同结构和功能层的固化，界面无化学结构性突变，从而使界面强度提高，无脱粘风险，同时还缩短了全复合材料喷管的生产周期。
- 喷管及两相流场实验系统-202310942802.3
- 朱浩;柯义明;孙俊杰;郭海洲;姜宪珠;张源俊;蔡国飙 - 北京航空航天大学
- 2023-07-28 - 2023-09-08 - F02K9/97
- 本发明涉及火箭动力装置技术领域，尤其是涉及一种喷管及两相流场实验系统。所述喷管，包括：管道，所述管道包括：支板，在第一方向上，相对间隔设有所述支板；所述支板包括相互连接的收缩段和扩张段，在由所述收缩段至所述扩张段的方向上，所述收缩段至所述管道的中心线的距离逐渐减小，所述扩张段至所述管道的中心线的距离逐渐增大；所述支板上设有平面状照光窗口；透光板，在与所述第一方向相交的第二方向上，所述透光板固定在所述基座的一侧；遮光板，在所述第二方向上，所述透光板固定在所述基座的另一侧。该喷管采用装配式结构，方便开窗设置平面状照光窗口，从而保障拍摄的清晰度。
- 一种耐高温防烧蚀的喷管结构-202310633792.5
- 李龙飞;孙海雨;凌前程;王春民;李文龙;钟博;丰雪平;刘上;陈新红;王化余;吕帆 - 西安航天动力研究所
- 2023-05-31 - 2023-09-05 - F02K9/97
- 本发明提供了一种耐高温防烧蚀的喷管结构，用于解决传统大尺寸喷管结构冷却性能较差，喷口处经常出现高温烧蚀，甚至造成冷却槽道烧穿开裂引起冷却剂泄露的技术问题。本发明喷管结构的多个冷却槽道包括交错设置的流入槽道和射流槽道；外侧壁包括环形外套和与环形外套同轴连接的喷口环；内侧壁对应喷管结构尾部的一端周向设置有环形凸起，其外侧壁与喷口环的内侧壁密封连接；各流入槽道和各射流槽道对应喷管结构尾部的一端与环形凸起的侧壁之间设置有环形的汇流槽，用于使冷却剂通过流入槽道流至汇流槽，通过汇流槽汇流后流至射流槽道，并通过射流槽道上的射流孔射出，实现喷口的可靠冷却。
- 喷管、火箭发动机及运载火箭-202310499412.3
- 张胜敏;刘百奇;肖波;刘建设;杨向明;李伟;杨乐;崔鹏飞 - 北京星河动力装备科技有限公司;北京星河动力航天科技股份有限公司;安徽星河动力装备科技有限公司;江苏星河航天科技有限公司;星河动力（山东）航天科技有限公司
- 2023-05-06 - 2023-09-05 - F02K9/97
- 本发明涉及航空航天技术领域，提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭。本发明提供一种喷管，包括：喷管主体，外周壁具有至少一个燃气导流通道；至少一个控制部件，设置于燃气导流通道，用于控制由喷管主体的内部经燃气导流通道向外流出的燃气的流量。本发明提供一种喷管、火箭发动机及运载火箭，用以解决现有技术的喷管为实现推力矢量控制，使得喷管结构复杂，而造成消极质量较大的技术问题。
- 一种可渗透喷管的环缝式进气结构-202310764998.1
- 王革;薛玉琴;赵书辉;宋振;周文清;汪根来 - 哈尔滨工程大学
- 2023-06-27 - 2023-09-01 - F02K9/97
- 本发明提供一种可渗透喷管的环缝式进气结构，环缝式进气可渗透喷管在喷管扩张段具有环缝式的进气结构，此结构将可渗透喷管的可渗透段完全包裹，进气结构的进气道出口封闭。在低空工作状况下，环境压力远大于喷管内壁面压力，外界大气通过进气道入口进入环缝式进气结构，再从可渗透段进入喷管内部；在高空工作状况下，飞行器的速度较高，进气道内部的气流具有一定的动压，相当于提高了可渗透段外壁面的压强，使喷管内燃气无法从可渗透段溢出，从而抑制喷管泄压，减小高空推力损失。
- 集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法-202310070003.1
- 刘源;任虎;张磊;谭宇;王东威;李季;王铁军;王世伟 - 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所
- 2023-02-07 - 2023-09-01 - F02K9/97
- 本发明提供一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法，包括燃气入口、增强火箭、头锥、集气室、喷管、高温燃气输送管道，本发明通过混入高温燃气增加了尾喷管内混合气体温度与压力，提升了尾喷管性能，反应为提升了冲压发动机推重比；通过增强火箭与尾喷管本体的高度设计和有效结合，拓宽了冲压发动机尾喷管的工作范围，满足飞行器宽速域飞行。
- 一种可变扩张比火箭发动机喷管-202211264166.5
- 郭宝俊;张通 - 西安探火航天技术有限公司
- 2022-10-17 - 2023-08-29 - F02K9/97
- 一种可变扩张比火箭发动机喷管，喉部和裙部以及圆柱形台阶连为一体构成中空收敛形喷管，裙部的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶，圆柱形台阶内部空腔与裙部外表面形成若干组裙部共轨腔，裙部上与每组裙部共轨腔对应处加工有若干组裙部出气孔，喉部内部加工有1圈喉部共轨腔，喉部内侧壁上加工有喉部出气孔，喉部出气孔与喉部共轨腔相连通，裙部共轨腔、喉部共轨腔与高压冷却气体装置相连通，本发明通过控制各共轨腔内高压冷却气体的进气量实现扩张比实时调节，使喷管在不同压强环境下高效率工作，提高火箭发动机比冲。
- 一种使用组合动密封的变结构发动机喷管-202111574585.4
- 景婷婷;张明睿;赵征;秦飞;何国强;魏祥庚 - 西北工业大学
- 2021-12-21 - 2023-08-11 - F02K9/97
- 本发明公开了一种使用组合动密封的变结构发动机喷管，包括：一固定壳体，其为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口；一入口固定环，套设在进气端；一出口固定环，套设在出气端；一机电液压作动机构，安装在后段上盖板顶部；一摆锥，为扇形柱体结构，位于前段上盖板和后段上盖板之间的空隙处、并将空隙封闭；用于在机电液压作动机构的轴向移动牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为3°‑18°；两个侧板的内壁向外开设有凹槽，凹槽内嵌入密封条，密封条与摆锥的侧面紧密贴合，用于对摆锥进行密封；在摆锥的顶部罩设有一背压腔。解决了现有变结构燃烧室控制系统结构复杂、密封效果不佳的问题。
- 一种固体火箭发动机双柔性喷管接头的设计-201811297688.9
- 刘文芝;王天祥;陶健 - 内蒙古工业大学
- 2018-11-01 - 2023-07-21 - F02K9/97
- 本发明公开了一种固体火箭发动机双柔性喷管接头的设计，包括前法兰、前摆心柔性接头、中法兰、后摆心柔性接头和后法兰，前法兰的边缘处固定连接前摆心柔性接头，前摆心柔性接头包括前摆心柔性接头弹性件组和前摆心柔性接头增强件组，前摆心柔性接头弹性件组与中法兰的侧壁固定连接；中法兰包括中法兰前端、中法兰中端和中法兰后端，中法兰前端的外壁固定连接前摆心柔性接头，中法兰后端的内壁固定连接后摆心柔性接头，后摆心柔性接头包括后摆心柔性接头弹性件组和后摆心柔性接头增强件组，后摆心柔性接头弹性件组与后法兰的侧壁固定连接。该双柔性接头能有效减小发动机在工作中摆心漂移问题，提高了飞行器控制精度。
- 球窝喷管及喷气推进装置-202310107551.7
- 请求不公布姓名 - 陕西凌空科技有限公司
- 2023-02-14 - 2023-07-18 - F02K9/97
- 本发明涉及航天推进技术领域，尤其涉及一种球窝喷管及喷气推进装置。球窝喷管包括阴球窝、阳球头、扩张段及限位机构，阴球窝设置有第一内腔，阳球头设置于阴球窝靠近第一内腔一侧；阳球头包括第一端与第二端，扩张段连接于第二端，阴球窝设置于第一端与第二端之间；阴球窝具有第一球面，阳球头具有第二球面，第一球面与第二球面共球心，且球心设置于第一内腔靠近第一端的一侧；限位机构包括限位板及限位顶杆组件，限位板包括具有弧面的弧板部，弧心与球心共心，限位顶杆组件抵接于弧面。喷气推进装置包括上述球窝喷管。本发明提供一种球窝喷管及喷气推进装置，以缓解现有技术中存在的限位机构占用球窝喷管外部空间较大的技术问题。
- 一种3D打印一体化喷管延伸段-202111642676.7
- 马志瑜;田原;王晓丽;王朝晖;杨进慧;杜宁;吴有亮;刘阳旻;王希杰;曾鼎;王仙;侯凤云;杨继东;孙浩;石珊珊;白志宇 - 北京航天动力研究所
- 2021-12-29 - 2023-07-14 - F02K9/97
- 本发明涉及一种3D打印一体化喷管延伸段，包括喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖和底座，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座分别通过3D打印成型。喷管基体采用一体化设计打印成型，喷管基体、进口集合器盖、出口集合器盖、底座通过焊接连接。本发明内外壁及部分进、出口集合器采用一体化成型，省去内外壁扩散焊工艺及部分零件间的焊接过程，简化传统铣槽式再生冷却喷管延伸段生产流程，大幅减少零件个数和焊缝数目，提高了结构可靠性。
- 一种适应宽温域环境喷管的密封结构和固体火箭发动机-202320625572.3
- 李国才;陈端毓;王亦松;喻琳峰;武婷文;冯帆 - 西安航天动力技术研究所
- 2023-03-27 - 2023-07-14 - F02K9/97
- 本实用新型公开了一种适应宽温域环境喷管的密封结构，包括堵盖、第一胶层和第二胶层；第一胶层涂覆于喷管的喉衬表面，用于封闭喉衬的气体通道；堵盖通过第二胶层与表面涂覆有第一胶层的喉衬连接；设堵盖与喉衬连接部位的两端点分别为C点和D点，其中C点比D点更靠近喉衬的驻点B，则沿喉衬母线方向上，CD段的长度L
- 发动机燃烧室与喷管延伸段的连接系统及其加工方法-202111565678.0
- 徐辉;金广明;陈锐达;邱金莲;关亮;杨洪波;王世成 - 上海空间推进研究所
- 2021-12-20 - 2023-06-23 - F02K9/97
- 本发明提供了一种发动机燃烧室与喷管延伸段的连接系统及其加工方法，包括燃烧室、复合材料喷管延伸段，复合材料喷管延伸段大端插入第一法兰，小端台阶插入第二法兰，第一法兰和第二法兰之间设有安装复合材料喷管延伸段的卡槽，与复合材料喷管延伸段之间采用高温胶密封连接；第一法兰和第二法兰顶端设有第一焊缝，采用高能束流焊接；第一法兰分为两个半环，半环之间设有第二焊缝，用于高能束流焊接；第一法兰外侧顶部设有第三焊缝，用于高能束流焊接第一法兰和燃烧室。本发明实现了燃烧室和喷管延伸段异种材料之间的紧固连接，连接强度高，保证了喷管内部高温燃气可靠密封，密封结构简单，可靠性高，焊缝数量少，焊缝深宽比高。
- 一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件-202211264201.3
- 郭宝俊;韩亚妮 - 西安探火航天技术有限公司
- 2022-10-17 - 2023-06-09 - F02K9/97
- 一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件,喷管内表面设置有出气孔，出气孔与喷管内部空腔相连通，喷管外表面一端设置有主动冷却系统，喷管外表面上轴向设置有高压共轨系统，高压共轨系统的一端与主动冷却系统相连通、另一端与喷管内部空腔相连通，主动冷却系统和喷管连通的管道上设置有电磁阀，主动冷却系统、电磁阀与动力电池电连接；本发明喷管组件主动冷却系统喷出的高压冷空气通过高压共轨系统进入喷管，与喷管燃气通道内的高温燃气作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面即为气动型面，通过控制共轨腔内高压冷却气体的进气量实现扩张比实时调节，使喷管在不同压强环境下高效率工作，提高火箭发动机比冲。
- 多层复合冷却喷管结构与发动机-202211696121.5
- 黄浩然;曾夜明;周海清;金盛宇;时佰宏;关亮;程诚 - 上海空间推进研究所
- 2022-12-28 - 2023-06-02 - F02K9/97
- 本发明提供了一种多层复合冷却喷管结构与发动机。所述多层复合冷却喷管结构，包括第一推进剂组元冷却层、第二推进剂组元冷却层、喷管主体、第一推进剂组元以及第二推进剂组元；所述第一推进剂组元冷却层与第二推进剂组元冷却层并联布置；第一推进剂组元在第一推进剂组元冷却层中流动，用于对热壁面进行冷却，所述热壁面为喷管主体与喷管主体的内部流体直接接触的壁面；第二推进剂组元在第二推进剂组元冷却层中流动，用于对第一推进剂组元冷却层进行冷却。本发明通过第一推进剂组元冷却层与第二推进剂组元冷却层能够实现同时采用两种推进剂组元参与冷却，同时利用了两种推进剂组元的冷却能力，有效提高喷管冷却能力。
- 基于防水密封伞的火箭发动机尾喷管入水密封结构-202211490756.X
- 田钧;罗建国;晋峰;龙飞;杨权森;张世健 - 中国特种飞行器研究所
- 2022-11-25 - 2023-05-23 - F02K9/97
- 本发明公开了一种基于防水密封伞的火箭发动机尾喷管入水密封结构，包括防水密封伞释放机构、线控拖拽机构；防水密封伞释放机构释放出防水密封伞后，通过尾喷管四周的线控拖拽机构将防水密封伞拉拽覆盖到火箭发动机尾喷管实现密封。该结构可实现发动机排气部分在出入水环节多次密封和打开。
- 一种法兰结构-202310322167.9
- 任孝宇;梁纪秋;司学龙;徐节荣;周子翔;祝珊;张盛源;吕轩;许玉荣;钟志文;周睿;武丹 - 湖北航天技术研究院总体设计所
- 2023-03-29 - 2023-05-23 - F02K9/97
- 本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
- 一种火箭发动机喷气管连接结构-202223381226.X
- 姚照辉;余天昊;郭远钊;王春玺;姚飞 - 空天推进(苏州)航空航天科技有限公司
- 2022-12-16 - 2023-05-23 - F02K9/97
- 本实用新型公开了喷气管技术领域的一种火箭发动机喷气管连接结构，包括喷气管和发动机连接管，所述第一连接盘固定安装在所述第一连接盘的上端，所述第一连接盘上开设有环形滑槽，所述第一连接盘内在位于环形滑槽的底部开设有卡槽，所述环形滑槽在远离所述卡槽的一端开设有连接孔；在本实用新型中，通过连接组件的设置，通过将卡块插入连接孔内，使环形滑轨滑入环形滑槽内，在转动并推动卡块插入卡槽内，进而在通过螺栓使第一连接盘和第二连接盘固定连接，使卡块固定卡在卡槽内，进而使得喷气管与火箭发动机的连接管固定对接，通过该组件避免了喷气管与火箭发动机通过焊接的方式连接，进而通过该方式大大减低了连接工艺，从而提升了合格率。
- 一种固体姿轨控发动机喷管解锁机构-202310158073.2
- 杨敬贤;张晓东;谢小强;董江波 - 苏州勤宇霄智能科技有限公司
- 2023-02-23 - 2023-05-16 - F02K9/97
- 本发明提供了一种固体姿轨控发动机喷管解锁机构，包括解锁结构座，解锁机构由解锁结构座、电爆螺栓、锁紧钢球和密封圈组成，解锁结构座的一端设置有电爆螺栓，解锁结构座和电爆螺栓之间设置有锁紧钢球；本发明在姿轨控发动机喷管喉部安装解锁机构，喷管采用拉瓦尔结构，喉部直径最小，通过喷管收敛段和扩散段来安装解锁结构，解锁机构与喷管喉部和扩散段配合，在喷管收敛段接近喉部位置，通过钢球进行锁紧，在喷管喉部位置进行密封，保证解锁机构在开启前的可靠锁紧与密封，在需要打开时，用点火信号打开电爆螺栓，电爆螺栓断开后，锁紧钢球自由脱落，解锁机构就能够从喷管扩散段自动松开，不影响喷管正常工作。
- 一种组合爆震发动机及设计方法-202111317268.4
- 张义宁;周林;涂胜甲;解豪品;滕宏辉 - 北京动力机械研究所;北京理工大学
- 2021-11-09 - 2023-05-12 - F02K9/97
- 本发明提出一种组合爆震发动机及设计方法，组合爆震发动机包括内柱和壳体，内柱上设置可调凸台结构，可调凸台结构由不少于两个可调分级结构构成，沿来流方向，各可调分级结构的长度依次增加，在旋转爆震燃烧模态下，可调分级结构倾角一致，在斜爆震燃烧模态下，沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少。本发明采用独特的设计思路，使组合爆震发动机兼顾旋转爆震和斜爆震燃烧模态。
- 轻质高刚度的一体化成型复合材料喷管及其制备方法-202211543098.6
- 廖俊;尹佶欣;黄驰;胡铭杰;钟志文;许玉荣;任孝宇 - 湖北航泰科技有限公司;湖北航天技术研究院总体设计所
- 2022-12-02 - 2023-05-12 - F02K9/97
- 本发明涉及一种轻质高刚度的一体化成型复合材料喷管及其制备方法。喷管包括内隔热层和复合材料壳体，所述内隔热层和复合材料壳体之间设有蜂窝夹层。因Nomex蜂窝具有突出的比刚度，密度仅为同体积隔热层密度的4％，且其耐热性和结构稳定性优于环氧树脂，因此在保证刚度和隔热厚度的基础上可以对喷管隔热层进行减薄，使惰性质量得到了进一步减少，最高可对隔热层减重25％。相比于其他用于隔热层—壳体界面间过渡的弹性层材料，如改性丁腈橡胶，蜂窝夹层不会出现夹气、弱粘等成型缺陷，能提高复材喷管成型的良品率。芳纶纸蜂窝自身具有优秀的韧性及抗疲劳性，且耐湿热，耐腐蚀，因此适用于一体成型复合材料喷管，使其寿命及工作稳定性得到明显加强。
- 一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法-202111317293.2
- 张义宁;滕宏辉;涂胜甲;周林;解豪品 - 北京动力机械研究所;北京理工大学
- 2021-11-09 - 2023-05-12 - F02K9/97
- 本发明提出一种组合爆震发动机、飞行器及组合爆震方法，内柱上设置可调凸台结构，可调凸台结构由不少于两个可调分级结构构成，沿来流方向，各可调分级结构的长度依次增加；所述的各可调分级结构的倾角在旋转爆震燃烧模态下一致，马赫数升高至第二马赫数，调整各可调分级结构的倾角，使沿来流方向，各可调分级结构的倾角依次减少，可调凸台结构诱导起爆斜爆震，发动机从旋转爆震燃烧模态向斜爆震燃烧模态转换，在斜爆震燃烧模态下，各可调分级结构的倾角沿来流方向依次减少。本发明利用爆震燃烧的独特优势，结合旋转爆震与斜爆震两种模态，能够大幅拓宽发动机的速域、空域，缩短发动机尺寸，大幅提高发动机有效载荷，实现了覆盖(Ma2.5～15+)超宽域飞行。
- 一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置-202310173366.8
- 王相宇;向进;余小波;王鹍鹏;朱雯娟;刘俊明;杨育文;张琪敏;邓康清;汤亮 - 湖北航天化学技术研究所
- 2023-02-24 - 2023-05-05 - F02K9/97
- 本发明涉及一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置，外绝热装置包括前支撑架、后支撑架、内绝热筒和外绝热筒；前支撑架设有长尾喷管前段安装孔，长尾喷管前段安装孔的外侧设有内绝热筒前端安装槽和外绝热筒前端安装槽；后支撑架设有长尾喷管后段安装孔，长尾喷管后段安装孔的外侧设有内绝热筒后端安装槽和外绝热筒后端安装槽；长尾喷管后段安装孔的外侧沿轴向设有内挡板和外挡板；内绝热筒的两端分别与内绝热筒前端安装槽和内绝热筒后端安装槽连接；外绝热筒的两端分别与外绝热筒前端安装槽和外绝热筒后端安装槽连接。本发明中的外绝热装置结构简单、消极质量低、绝热性能好，易于粘接成型、环境适应性好、可有效限位、防止火焰及热流回流。
- 喷管及火箭发动机-202310183308.3
- 李伟;刘百奇;张胜敏;杨向明;杨乐;肖波;刘建设 - 北京星河动力装备科技有限公司;北京星河动力航天科技股份有限公司;安徽星河动力装备科技有限公司;江苏星河航天科技有限公司;星河动力（山东）航天科技有限公司
- 2023-03-01 - 2023-05-02 - F02K9/97
- 本申请实施例提供了一种喷管及火箭发动机。在本申请实施例提供的喷管中，在火箭发动机的助推阶段，控制阀的第一通孔与喉衬的第一通道连通，使得燃烧室产生的气流通过喷管喷出，在火箭发动机由助推阶段切换到续航阶段，驱动机构带动控制阀转动，阻断第一通孔与第一通道的连通，能够阻止燃烧室产生的气流喷出，从而能够改变火箭发动机的推力，使得火箭发动机在助推阶段和续航阶段具有不同的推力，进而能够增大应用有该喷管的火箭发动机的推力比。
- 一种异形拉瓦尔微喷管-202211542546.0
- 杨超;贺建武;段俐;康琦 - 中国科学院力学研究所
- 2022-12-03 - 2023-04-25 - F02K9/97
- 一种异形拉瓦尔微喷管，包括喷管座、喷管芯；其特点是：所述的喷管座下端的管壁上开设有异形拉瓦尔微喷管收缩段、喉部、扩张段，还开设有内螺纹；所述的喷管芯上半部分设有外螺纹、下半部分设有锥尖部，该锥尖部的尺寸和异形拉瓦尔微喷管收缩段、喉部、扩张段的尺寸相匹配，能够在异形拉瓦尔微喷管收缩段、异形拉瓦尔微喷管喉部、异形拉瓦尔微喷管扩张段组成的通道内做伸缩运动；该喷管芯中心处设有内六角接口兼气路通道，在内六角接口兼气路通道的尽头设有接续于该通道并与该通道垂直的横跨喷管芯的喷管芯气路通道。本发明旋转喷管芯可以使微喷管喉部特征尺寸在微米至上百微米的范围无级调节，无需额外加工其他尺寸的喷管。
- 一种火箭发动机喷管及其成形方法-202310099648.8
- 陈一哲;赵世龙;王辉;华林 - 武汉理工大学
- 2023-02-03 - 2023-04-21 - F02K9/97
- 本发明公开一种火箭发动机喷管及其成形方法，火箭发动机喷管由内层金属管和外层复合材料管叠套而成，由于外层管采用复合材料制成，相比现有外层管选用金属制造，在保证喷管精度、性能的前提下，显著降低了喷管重量，达到了航空航天构件轻量化的目的；内层金属管和外层复合材料管之间采用环氧树脂固化连接，相比焊接，增强了喷管层间界面连接强度，避免了金属层之间因焊接产生焊缝而导致的冷却液泄漏，喷管成品稳定性较差，进而无法满足深空探测时火箭发动机长时间工作要求的问题。火箭发动机喷管成形方法工序少，生产周期短，进而可提升生产效率；采用该火箭发动机喷管成形方法成形的火箭发动机喷管质量轻，稳定性好。
- 一种小型战术导弹用摆动喷管-202210896595.8
- 请求不公布姓名 - 宁波天擎航天科技有限公司
- 2022-07-28 - 2023-04-21 - F02K9/97
- 本发明适用于固体火箭发动机用喷管技术领域，提供了一种小型战术导弹用摆动喷管，包括：固定体；活动体，活动体与固定体通过球面配合形成活动连接，以使活动体可绕摆动球心做全轴摆动，且活动体与固定体的分离面位于摆动喷管的喉部下游；以及与活动体连接的驱动机构，用于驱动活动体绕摆动球心做全轴摆动。本发明提供的一种小型战术导弹用摆动喷管将活动体与固定体的分离面设置在摆动喷管的喉部下游，可显著降低活动体与固定体分离面之间的摩擦阻力，利用小功率和小尺寸的驱动机构即可驱动摆动喷管的活动体摆动，便于摆动喷管的轻小型化，同时降低了摆动喷管的生产成本，便于摆动喷管在小型战术导弹上的应用。
- 专利分类
