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公开(公告)号：CN102748161A
公开(公告)日：2012-10-24
申请号：CN201110341649.6
申请日：2011-10-18
Applicant: 陈久斌
Inventor： 陈久斌
Abstract: 粒子发动机，包括壳体、燃料供给装置、点火装置和启动装置，壳体上安装飞轮轴，飞轮轴连接启动装置，飞轮轴上安装飞轮，飞轮外围设置至少一个燃烧室，燃烧室内腔横截面为圆形，燃烧室中心轴线与涡流室中心轴线呈交叉角度，燃烧室开设燃烧室进气口和燃烧室出气口，燃烧室进气口设在燃烧室内腔圆周上，燃烧室出气口横截面积小于燃烧室最大横截面积，燃烧室出气方向与飞轮半径呈倾斜角度，对应燃烧室设置点火装置，点火装置附近设置挡体，飞轮上设置涡流室，涡流室一端外周设燃烧室进气口，涡流室另一端设涡流室进气口，对应涡流室进气口设置燃料供给装置和进气控制装置。本粒子发动机利用圆周运动和流体运动实现了物质转化为能量的质能反应，可解决能源问题。
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公开(公告)号：CN102588112A
公开(公告)日：2012-07-18
申请号：CN201210084814.9
申请日：2012-03-27
Applicant: 摩尔动力(北京)技术股份有限公司
Inventor： 靳北彪
Abstract: 本发明公开了一种射流高效热动力系统，包括燃烧室、燃烧室进气道、燃烧室工质喷射管和压气机，所述压气机的压气机压缩气体出口与所述燃烧室进气道连通，所述燃烧室进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述燃烧室工质喷射管连通，所述燃烧室工质喷射管与射流泵的射流泵高压动力气体喷嘴连通或所述燃烧室工质喷射管设为射流泵的射流泵高压动力气体喷嘴，所述动力涡轮设在所述射流泵的射流泵气体出口内或在所述射流泵的射流泵气体出口处，所述动力涡轮对所述压气机输出动力，所述动力涡轮对外输出动力。本发明大幅度提高了燃气轮机的效率；大幅度降低燃气轮机的动力涡轮的工作温度。
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公开(公告)号：CN102146858A
公开(公告)日：2011-08-10
申请号：CN201110037475.4
申请日：2011-02-14
Applicant: 靳北彪
Inventor： 靳北彪
CPC classification number: F02K7/10 , F03D1/04 , F03D9/00 , F05B2220/10 , F05D2220/10 , Y02E10/72 , Y02P70/523
Abstract: 本发明公开了一种风动透平冲压发动机，包括冲压进气道、燃烧室、推进喷管和风动透平，所述冲压进气道与所述燃烧室连通，所述燃烧室与所述推进喷管连通，在所述冲压进气道的前方和/或内部设压气机，所述风动透平对所述压气机输出动力。本发明所公开风动透平冲压发动机，在燃烧室以及燃烧室以后的高温气流中没有运动部件，降低了喷气式发动机的制造成本。
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公开(公告)号：CN1804386A
公开(公告)日：2006-07-19
申请号：CN200510132739.9
申请日：2005-12-28
Applicant: 清华大学
CPC classification number: Y02E60/366
Abstract: 本发明属于微型机械技术领域的利用纯水或水溶液的电解原理的一种微型电解水推进器。包括1)由顶板、底板和喷口板三层平板结构叠合而成的带有单向阀的微型电解水推进器；2)由顶板和底板叠合而成的采用高深宽比结构电极或平面电极的无单向阀微型电解水推进器。电解反应腔在顶板和底板之间，内有电解阳极和电解阴极，燃烧腔内有点火电极，疏水薄膜涂覆在电解反应腔和燃烧腔内表面，单向阀门在燃烧腔和微型喷管之间。本发明的微型推进器通过水的电解反应生成氢氧混和气体，进而点燃生成高温高压水蒸气喷出喷管形成推力，提高了器件的比冲性能、热效率、响应速度和控制精度，其结构与MEMS微细工艺兼容，容易加工，适于实现微型化和集成化。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118934337A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411293817.2
申请日：2024-09-14
Applicant: 江苏大学
IPC: F02K9/00
Abstract: 本发明公开了一种正反旋流强化喷雾燃烧和头部冷却的气液针栓喷注器，属于火箭推进设备技术领域，包括针栓杆、针栓杆外周设有同轴且依次排布的内套筒和外套筒，其特点是：在内套筒和外套筒内布设了两股旋流方向相反的径向多层旋流，该气相旋流的内侧与针栓杆头部径向液体射流发生碰撞强化喷雾，该气相旋流的外侧能够减弱喷雾雾化在圆周方向的不均匀度；在针栓杆头部端面开设有小型喷注孔，用于保护针栓不被烧蚀；本发明解决了单向旋流气体与针栓头部的径向射流碰撞后造成的喷雾形态呈现非均匀的空间分布问题，还解决了当射流的径向和轴向破碎距离减小，喷雾稠密区以及之后的喷雾燃烧区靠近针栓头部、容易造成针栓头部的烧蚀和影响使用寿命的问题。
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公开(公告)号：CN118393960A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410767612.7
申请日：2024-06-14
Applicant: 东方空间(江苏)航天动力有限公司 , 东方空间技术(山东)有限公司 , 东方空间技术(北京)有限公司 , 东方空间(海南)科技有限公司
IPC: G05B19/042 , F42B15/01 , F02K9/00
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭发动机自毁系统及自毁方法，属于火箭控制技术领域，运载火箭发动机自毁系统包括：惯组、卫星接收天线、卫星导航接收机、安全电池、安全控制器和发动机自毁点火装置；通过设置自毁使能、自毁告警、自毁炸毁三重保障措施，只有三个条件都具备时才会发出火箭自毁点火，有效避免误发自毁信号，能够有效解决现有陆上地面站无法覆盖海上发射的飞行轨迹的缺点，有效实现运载火箭的自毁控制的同时，保证运载火箭在姿态控制异常或弹道偏离过大时执行自毁程序的准确性。
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公开(公告)号：CN117910382A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311844998.9
申请日：2023-12-29
Applicant: 北京天兵科技有限公司
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06T17/20 , F02K9/00 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种发动机导流槽导流与喷水降温的耦合设计方法和装置，该方法包括：获取火箭与导流槽的仿真模型，并对仿真模型进行网格划分；根据火箭燃气喷流参数和预设的导流槽喷水参数对仿真模型进行仿真计算得到每一个网格上的压力，温度和速度，加载周围流体材料参数对仿真计算结果进行仿真分析，根据仿真分析结果确定火箭和导流槽的热环境数据，判断火箭和导流槽的热环境数据是否满足设计要求，如果不满足则重新设计导流槽喷水参数，并赋值给仿真模型重新进行仿真计算。本发明实施例可以准确的预测发动机底部热环境，以及对导流槽进行喷水降温以及时对燃气喷流进行导流和有效降低导流槽表面热流的效果，提高火箭发射的成功率。
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公开(公告)号：CN117215182A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311467286.X
申请日：2023-11-07
Applicant: 深圳市七星电气与智能化工程科技有限公司
Abstract: 本发明提供了一种火箭控制系统的三闭环控制方法，包括：A1，采集发动机的前次运行参数，包括：采集发动机的前次位置值，前次速度值和前次电流值；A2，采集发动机的前次运行变化量，包括：采集发动机的前次位置偏移量；A3,根据发动机的前次运行参数和前次运行变化量，计算得到发动机的当前运行参数；A4，伺服控制器将发动机的当前运行参数提供给发动机。本发明具有实时、无延迟、高精度、鲁棒（抗干扰）的特点，能在各种复杂发射环境下实现火箭发动机的稳定可控输出。
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公开(公告)号：CN116635621A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202180086357.4
申请日：2021-12-20
Applicant: 托卡马克能量有限公司
Inventor： 瑞博·班贝
IPC: F02K9/00
Abstract: 一种用于等离子体室的面向等离子体的部件包括：面向等离子体的目标表面；入口和出口，通过所述入口以接收冷却剂流体，通过所述出口以排出所述冷却剂流体；以及多个内部的冷却通道。每个冷却通道通过多个馈送通道连接到所述入口，并且通过多个回流通道连接到所述出口，所述馈送通道被构造成将冷却剂流体引导抵达所述冷却通道的壁的区域。所述馈送通道和所述回流通道的通向所述冷却通道的相应开口沿着所述冷却通道的长度以非重叠的重复单元布置。每个单元包括至少一个馈送通道的开口和至少一个回流通道的开口。
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