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公开(公告)号：CN106286012B
公开(公告)日：2018-04-10
申请号：CN201610829067.5
申请日：2016-09-18
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布。外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。本发明设计的吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式工作特点，是用于未来飞行器可重复使用水平起降单级入轨的新型动力装置。
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公开(公告)号：CN105370440B
公开(公告)日：2017-09-29
申请号：CN201510850085.7
申请日：2015-11-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: F02K9/00
Abstract: 一种基于承力式复合材料贮箱的上面级构型，包括：仪器舱(1)、承力式复合材料贮箱(2)、发动机(3)、发动机支架(4)和连接支架(5)；仪器舱(1)固定在发动机支架(4)的顶部，发动机支架(4)连接在发动机(3)上端，承力式复合材料贮箱(2)环绕发动机支架(4)的轴线分布，一端固定在仪器舱(1)底部，另一端固定在连接支架(5)上，连接支架(5)与外部结合相连；承力式复合材料贮箱(2)为胶囊形状，采用碳纤维复合材料。本发明采用承力式复合材料贮箱作为主承力结构，优化上面级构型布局和传力特性，在实现轻质化的同时提高了上面级的动力学性能，有效提高上面级结构效率，提升上面级性能指标。
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公开(公告)号：CN106460727A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201580025959.3
申请日：2015-04-02
Applicant: 赛峰飞机发动机公司
CPC classification number: F02K9/96 , F02K9/00 , F02K9/56 , F05D2220/80 , F05D2260/80 , F05D2260/81 , F05D2260/821 , F05D2270/301 , F05D2270/303 , F05D2270/304 , F05D2270/3061 , F05D2270/334 , F05D2270/44 , F05D2270/709 , G05B19/048 , G05B23/0221 , G05B23/0235 , G05B23/0254 , G05B2219/24015 , G05B2219/25255 , G06N3/0472
Abstract: 根据本发明的方法包括：获得由传感器执行并且对应于发动机的工作点的监测参数的测量的步骤(E10)，所述工作点由至少一个发动机控制参数定义；从限定工作点的所述至少一个发动机控制参数的控制值或过滤的设定值估算用于所述工作点的监测参数的值的步骤(E20)；将监测参数的测量与其估值之间的误差相对于从针对操作点估算的所述误差中的不确定性确定的至少一个阈值进行比较的步骤(E40)；以及在越过至少一个阈值的情况下发送通知的步骤(E60)。
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公开(公告)号：CN104675562B
公开(公告)日：2016-05-18
申请号：CN201410783781.6
申请日：2014-12-16
Applicant: 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所
Abstract: 本发明属于航空、航天技术领域，具体涉及一种可贮存泵压式上面级发动机热控制方法。该方法包括步骤是：1)确定控温目标；2)划分工况；3)确定有热控措施的发动机热数学模型；4)制定初步热控方案；5)验证初步热控方案，获得采取初步热控方案的发动机在各个工况下的试验预示温度变化；6)最终热控方案的确定。通过本发明的方法有效地解决了可贮存泵压式上面级发动机热控制问题。
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公开(公告)号：CN104775934A
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201510004826.X
申请日：2015-01-06
Applicant: 杜善骥
Inventor： 杜善骥
Abstract: 冲压制氧火箭工作方法，涉及属于航空及航天技术领域。用于空天飞机发动机、空天飞行器发动机。本发明解决了四项技术问题，第一项是建立在《吸气火箭工作方法》这一专利基础上火箭零速起飞，第二是速度产生的冲压压力时火箭进入冲压飞行状态，第三项是续能满足制氧压力时制造氧气，第四项是冲压火箭中关闭所有阀门8，使火箭燃烧室能截住每个气路通道，使火箭燃烧室满足太空飞行的条件要求，当后回时，执行逆向程序更可完成。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103090724B
公开(公告)日：2015-02-04
申请号：CN201310022659.2
申请日：2013-01-21
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开一种固液动力探空火箭的地面发射时序控制系统，包括主控计算机、地面时序控制系统与箭上单片机控制系统。其中，主控计算机向地面发送控制指令，通过地面时序控制系统实现箭上发动机点火器的时序控制；地面时序控制系统还用来对箭上发动机液路阀门以及箭上单片机控制系统进行时序控制，同时获取箭上发动机点火器、液路阀门的开关状态信息，发送给主控计算机。箭上单片机控制系统实现箭上发动机增压阀门的时序控制，同时获取箭上发动机增压阀门的开关状态信息，通过地面时序控制系统发送给主控计算机。本发明的优点为：解决了固液动力探空火箭地面控制时序与箭上控制时序电路匹配的关键问题，达到发射时序误差的毫秒级要求。
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公开(公告)号：CN103644044A
公开(公告)日：2014-03-19
申请号：CN201310611254.2
申请日：2013-11-26
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种应用于真空羽流效应实验研究的多组元模拟发动机及其点火方案，包括预燃室头部、预燃补氧室、推力室头部和推力室身部，预燃室头部与预燃补氧室之间紧固连接，预燃补氧室、推力室头部和推力室身部依次紧固连接；点火方案，包括工质输入、点火时序和预燃室容积设计；本发明通过点火燃烧剂焊接嘴、点火氧化剂焊接喷嘴、补氧剂焊接嘴三路输入推进剂工质，通过配比不同的燃烧剂、氧化剂和其它气体，可以实现对不同真实发动机燃烧产物的模拟。
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公开(公告)号：CN103192997A
公开(公告)日：2013-07-10
申请号：CN201310090985.7
申请日：2013-03-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 一种航天器推进剂混合比主动调节方法，包括：在将大消耗量的发动机装进航天器推进系统前进行试车，测定工作参数，再通过调节系统硬件使氧化剂和燃料在标准入口压力下达到标准混合比；在氧化剂和燃料入口处设置压力传感器，同时在氧化剂和燃料贮箱上游的增压管路上各设置供气自锁阀；在发动机工作过程中，通过推进系统控制器实时采集发动机入口处燃料和氧化剂的压力参数，并进行比较和调节，使得两种推进剂在发动机的入口压力控制在很接近的水平，从而可控制推进剂总混合比的偏差水平。本发明有效地提高了航天器推进系统推进剂的利用率，从而提高了航天器运行寿命和有效载荷质量，降低了航天器的生产成本。
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公开(公告)号：CN103184936A
公开(公告)日：2013-07-03
申请号：CN201110458447.X
申请日：2011-12-31
Applicant: 朱晓义
Inventor： 朱晓义
Abstract: 本发明公开了一种发动机和飞行器，发动机壳体内部设置气体处理室，喷气口位于壳体的尾部且与气体处理室相通，壳体包括筒状发动机外壳，其壁部开设至少一个用于在发动机外壳外侧形成流体负压区的第一导气口，壳体内部还设置连通第一导气口与气体处理室的第一流体通道，以及将气体从第一导气口吸入气体处理室的吸气装置。本发明通过第一导气口吸入高速流体而使发动机或飞行器周围形成流体负压区，与尾部的正压推动区之间产生极大的压力差，其转移作用在发动机壳体上和飞机壳体上面形成向前的推动力，和发动机向后喷出流体产生的反作用力，共同产生更强大的推动力，能够显著提高飞行器的飞行速度和承载能力，且更加节能。
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公开(公告)号：CN101915181B
公开(公告)日：2013-03-20
申请号：CN201010231660.2
申请日：2010-07-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/00
Abstract: 本发明公开了一种火工品管制装置，该装置由盒体、电机减速丝杠机构、导向杆、插头固定板、微动开关、电路板、外部连接器等组成。盒体是安装其余零部件和装配的基体；导向杆和丝杠螺母轴线相互平行；插头固定板通过螺栓连接在电机减速机构上，插头分别固定在插头固定板两侧。插头固定板在电机的作用下水平运动，使插座与对应的电路板插座接合、断开；运动到位后触发微动开关切断电机电源；外部连接器是电源和信号的转接口，固定在盒体侧面。本发明不仅有效控制火工品控制线路的接通和断开，断开控制线路的同时提供火工品信号短路保护，并输出相应指示信号，具有状态之间转换时间短，重量轻，通用型强等特点。
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