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公开(公告)号：CN117215182B
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311467286.X
申请日：2023-11-07
申请人： 深圳市七星电气与智能化工程科技有限公司
摘要： 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：CN117869068A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202310586657.X
申请日：2023-05-24
申请人： 赵永亮
发明人： 赵永亮
IPC分类号： F02C3/30 , F02C7/16 , F02C9/00 , B05B9/04 , B05B15/00 , B05B12/00 , F01K23/10 , F01B23/10 , F02K9/00
摘要： 本发明公开了一种水爆式降温节能增效发动机，属于发动机技术领域。包括：现有燃气轮机(或火箭发动机)、水箱、送水管道、环状雾化水喷头、雾化控制水泵、蒸汽发电系统、总控制室等。环状雾化水喷头位于燃气轮机雾化燃油喷嘴后面燃烧室外侧成环状固定布置、燃烧室叶片连接轴外侧成环形活动布置，(或火箭发动机燃料喷口后燃烧室前端外壁成环形固定布置)，喷头开口在燃烧室内，在给燃烧室壁进行环形水雾物理隔绝降温、汽化吸热降温的同时，还利用水雾遇高温汽化迅速膨胀的附加效果大大增加了现有航空、燃气和火箭发动机的额外推力，降低了能源燃料的消耗。
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公开(公告)号：CN115929506B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202211058180.X
申请日：2022-08-30
摘要： 本申请实施例提供了一种火箭发动机的壳体组件和运载火箭。该火箭发动机的壳体组件包括：发动机壳体、设于发动机壳体外周的加强件、以及与加强件连接的外部件，其中，加强件具有第一卡接部，外部件具有第二卡接部。第一卡接部与第二卡接部相互嵌合且过盈连接。本申请实施例实现了外部件与加强件之间的简便连接，便于安装，无需对发动机壳体进行焊缝探伤等操作，成本较低，也无需对发动机壳体本身进行焊接或其他改造，使得外部件与发动机壳体之间的安装对发动机壳体本身的工作承压影响较小，保证了发动机壳体的工作可靠性。
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公开(公告)号：CN116428077A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310252944.7
申请日：2023-03-16
申请人： 大连理工大学
IPC分类号： F02K9/00
摘要： 本发明公开了一种具有工字截面承力梁的运载火箭发动机主机架结构，属于传力结构技术领域，本体包括上承力台面、下承力台面、十字垫片、连接环以及工字截面承力梁，工字截面承力梁上设置有贯穿横筋，四个工字截面承力梁的一端设置在连接环的外侧，工字截面承力梁的上表面和下表面一端与连接环外侧固定连接，四个下承力台面设置在连接环的外侧，下承力台面与十字垫片相连接，四个工字截面承力梁的上表面和下表面的另一端通过圆弧倒角相连并与上承力台面相连接，上承力台面与桁架结构相连接。采用上述结构的一种具有工字截面承力梁的运载火箭发动机主机架结构，在保证安全性的情况下，能够提高主传力结构的刚强度，并且实现结构质量的最小化。
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公开(公告)号：CN114440099B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111538952.5
申请日：2021-12-15
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种发动机用控制仪器设备的壁挂式减振固定装置，解决现有直接将控制仪器设备安装在发动机上，影响控制仪器设备正常工作的问题。固定装置包括M型支架、4个减振器和4个连接组件；M型支架包括4个连接耳、下支撑板、设在下支撑板上方的上定位板、设在下支撑板和上定位板间的4个连接梁；4个连接梁依次首尾相连形成M型框架；下支撑板和上定位板上设有连接件；2个连接耳并排设置在下支撑板的底面，另外2个连接耳并排设置在上定位板的后表面，上定位板上的2个连接耳间距小于下支撑板上的2个连接耳间距；4个减振器分别安装在4个连接耳的减振器安装孔内；4个连接组件一端分别设置在4个减振器上，另一端用于与发动机连接。
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公开(公告)号：CN115929507A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211526593.6
申请日：2022-11-30
申请人： 北京航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/00
摘要： 本发明涉及一种轻质三机并联发动机机架，属于火箭发动机技术领域；主辅助杆、副辅助杆的轴向顶端与六边形框的一个角点连接，主辅助杆、副辅助杆的轴向底端与环板连接；3个主辅助杆和3个副辅助杆间隔分布；副辅助杆对应六边形框的角点顶部对称安装2个耳座；每个主辅助杆的两侧对称安装2个主杆；每个副辅助杆的两侧对称安装2个副杆；相邻的主杆和副杆低端安装1个上接头，通过上接头与外部火箭箱体的顶部固连；本发明机架供火箭发动机与火箭箭体连接使用，具有结构先进、受力均匀、承载能力强、质量轻等特点。
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公开(公告)号：CN111810317A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010801113.7
申请日：2020-08-11
申请人： 安徽九州云箭航天技术有限公司
IPC分类号： F02K9/00
摘要： 本发明公开了一种火箭发动机机架，包括支座、主支撑杆、副支撑杆、伺服支杆和稳定支杆。伺服支杆的第一端通过第一锁紧组件与副支撑杆连接，伺服支杆的第二端通过第二锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第一端通过第三锁紧组件与主支撑杆连接，稳定支杆的第二端通过第四锁紧组件与副支撑杆连接。安装后，如果稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置需要调节，此时可以调松对应的锁紧组件，对稳定支杆和伺服支杆与主支撑杆和副支撑杆的连接位置进行调整，调整完成后再将对应的锁紧组件调紧。稳定支杆和伺服支杆通过锁紧组件与主支撑杆和副支撑杆连接的方式为可拆卸的连接方式，提高了火箭发动机机架的灵活性。
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公开(公告)号：CN105899929B
公开(公告)日：2019-08-27
申请号：CN201480072203.X
申请日：2014-10-30
申请人： 斯内克马公司
摘要： 本发明涉及测试方法的领域，更具体而言涉及一种用于测试设备的方法，该方法包括与用于该设备和/或用于测试该设备的测试台的至少一个操作设定点的稳定值相对应的至少一个操作阶段。如果满足与在操作阶段期间取得的一组物理参数相关联的标准以及如果与所述一组物理参数相关联的置信水平至少达到一个预定阈值，则所述操作阶段在最大持续期阈值之前结束。
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公开(公告)号：CN106286012A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610829067.5
申请日：2016-09-18
申请人： 北京航天动力研究所
摘要： 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：CN103192997B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201310090985.7
申请日：2013-03-20
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 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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