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公开(公告)号：CN113339157B
公开(公告)日：2022-07-12
申请号：CN202110668823.1
申请日：2021-06-16
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 本发明公开的一种可变推力的微型固体火箭发动机柔性喷管系统，属于航天动力推进装置技术领域。包括位移采集模块、控制模块、柔性喷喉和在柔性喷喉周向设置的若干伺服机构；柔性喷喉的两端分别与喷管收缩段和喷管扩张段固定连接，伺服机构包括伺服电机、传动杆和传动片，伺服电机与传动杆连接，传动杆与传动片连接，传动片与柔性喷喉的外壁贴合；位移采集模块用于采集柔性喷喉直径变化的位移数据，位移采集模块和伺服电机分别与控制模块连接，控制模块连接至上位机。本发明结构简单、可靠，适用于微型固体火箭发动机，大大提升了推力变化的响应速度。同时，通过位移采集模块与控制模块实时反馈输入及输出信号，提升了推力的控制精度。
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公开(公告)号：CN114643722A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210258744.8
申请日：2022-03-16
Applicant: 湖南晶碳新材料有限公司
Abstract: 本发明公布了一种碳碳复合材料火箭发动机喷管喉衬的制备工艺及设备，属于碳碳复合材料产品技术领域，其制备工艺包括胚体‑预处理‑气相沉积‑高压浸渍‑高温高压碳化(2次)‑高温‑粗车‑高温高压浸渍‑高温高压碳化(2次)‑高温‑精车‑表面涂层等过程，其设备包括环形切削装置，环形切削装置包括工作台，工作台上开设有避位通孔，该避位通孔内设置有可升降的限位块组件，工作台上位于避位通孔两侧对称设置有往复移动的限位抱箍将喉衬产品进行夹持，工作台的避位通孔上方设置有限位环导轨，限位环导轨内设置有圆周运动的行车组件，行车组件底部连接有安装板，安装板上固定安装有切削电机，切削电机的输出轴连接有切削头。
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公开(公告)号：CN110529293B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN201910396002.X
申请日：2019-05-15
Applicant: 内蒙古工业大学
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机热球窝接头的设计方案，属于航天器推进系统技术领域，一种固体火箭发动机热球窝接头包括阳球和阴球，阳球通过外球面和阴球内球面形成球带配合，从而构成了可自由摆动的喷管接头，该球窝结构可增强系统稳定性，从而使摆心漂移量减小，另外，由于阳球和阴球均使用性能优越的三维碳/碳编织复合材料，使热球窝接头喷管相对于之前的喷管具有部件少、重量轻、密封性好、作动力矩小、系统稳定性好、可靠性更高的优点，从而在整体上提高了发动机的性能，促进了航天事业的进步。
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公开(公告)号：CN114636004A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202210541655.4
申请日：2022-05-19
Applicant: 中国人民解放军火箭军工程大学 , 江苏深蓝航天有限公司
Abstract: 本发明实施例公开了一种高温燃料产物能量管理装置及喷管，涉及姿轨控发动机技术领域。该高温燃料产物能量管理装置包括阀芯、转轴机构及驱动单元。其中，转轴机构包括连接件和隔热组件。连接件与阀芯连接。驱动单元通过隔热组件与连接件连接。如此通过隔热组件的设置能够避免处于高温区的阀芯和连接件直接与驱动单元连接，影响驱动单元的工作稳定性。驱动单元能够通过转轴机构直接驱动阀芯，以实现推力的快速切换，避免了利用压强差间接控制阀芯带来的响应延迟，缩短了推力切换的响应时间，提高了固体姿轨控发动机集成化程度。
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公开(公告)号：CN114412666A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210000962.1
申请日：2022-01-04
Applicant: 湖北三江航天江河化工科技有限公司
Abstract: 本发明提供一种用于测试固体推进剂压强指数的发动机及其测试方法，包括装药燃烧室壳体，装药燃烧室壳体内设有装药燃烧室，装药燃烧室内设有推进剂药柱，推进剂药柱为芯孔药型，推进剂药柱的芯孔为变截面芯孔，推进剂药柱的芯孔内设有点火药包，装药燃烧室壳体端部分别设有顶盖和喷管组件，顶盖设有与装药燃烧室连通的测压传感器安装接座。该发动机及其测试方法单次试验即可处理获得推进剂在相应压强范围内的动态压强指数，以达到降本增效的目的。
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公开(公告)号：CN111810318B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202010594698.X
申请日：2020-06-28
Applicant: 北京凌空天行科技有限责任公司
Inventor： 不公告发明人
Abstract: 本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机及火箭，其中发动机包括燃烧室壳体、贴附于燃烧室壳体内表面的绝热层、位于燃烧室壳体内的推进剂药柱、设置在燃烧室壳体一端的点火器和设置在燃烧室壳体另一端的喷管组件；推进剂药柱设有贯穿其两端的内孔；推进剂药柱在内孔的靠近点火器的一端均匀设有径向延伸的前翼槽，在内孔的靠近喷管组件的一端均匀设有径向延伸的尾翼槽；前翼槽和尾翼槽的翼槽深度与推进剂药柱的最大厚度比大于等于0.81；药柱后翼轴向坡的坡度范围为160度‑170度。本发明推力变化范围大，药柱结构稳定，当发动机推力模式转换时，药柱燃面变化速度小，能够有效减小燃烧室压强变化速度，使推力变化速度缓和。
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公开(公告)号：CN112963269B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110068152.5
申请日：2021-01-19
Applicant: 中国人民解放军63921部队
Abstract: 本发明公开了一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法，该垂直回收方法包括：提供运载火箭基础级，运载火箭基础级采用组合发动机提供动力；在运载火箭上升阶段，由主发动机提供主要飞行动力，并由游动发动机提供姿态控制动力；在运载火箭基础级分离后，主发动机关机且在飞行至最高点后再入下降，游动发动机提供减速动力；在运载火箭基础级进入稠密大气区时，述游动发动机关机；当运载火箭基础级下降至低空时，游动发动机开机提供着陆减速动力。上述垂直回收方法能够对运载火箭基础级进行垂直回收，以实现运载火箭基础级的重复使用，从而提高利用效率。
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公开(公告)号：CN113513430B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202110414124.4
申请日：2021-04-16
Applicant: 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
Abstract: 本发明公开了一种双或三组元连续旋转爆震发动机，包括喷注面板、燃烧室壳体和内喷注器；内喷注器同轴插设在燃烧室壳体前端；位于内喷注器下游的燃烧室壳体的内腔形成为燃烧室；内喷注器与燃烧室壳体前端之间形成环缝状的氧化剂喷注通道；内喷注器的中心设有燃料一集腔，内喷注器朝向燃烧室的外侧壁上设有外凸环，外凸环能使得氧化剂喷注通道形成为收缩扩张段结构；位于外凸环下游的内喷注器侧壁上沿周向均匀布设有若干个燃料一喷孔；燃烧室壳体前端沿周向均匀布设有若干个燃料二喷孔。本发明根据需要可关闭其中一条通道组成二组元喷注模式。在实现双/三组元连续旋转爆震的同时具有良好的掺混效果，保证燃烧的顺利进行。
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公开(公告)号：CN112983675B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN202110238501.3
申请日：2021-03-04
Applicant: 中国人民解放军国防科技大学
Abstract: 本发明公开一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机，包括依次相连的隔离段与混合段，隔离段上设有一级进气口，混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度。通过二级进气口可以在引射模态下开启所拓展的二级进气口，使被引射的二次流流量得以提升，而且通过调节结构可以调节二级进气口的开口大小，可更好对二次流进气量进行控制；不会挤占中心火箭应有的空间范围，与凹腔的结合可以在低速段减小凹腔带来的总压损失。
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公开(公告)号：CN114251196A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111129954.9
申请日：2021-09-26
Applicant: 北京中科宇航技术有限公司
Abstract: 本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，包括发动机后封头、后封头内绝热层、长尾管、长尾管内绝热层、喷管壳体、喉衬组件和喷管扩张段。喷管扩张段采用前后两段的分段结构，后段采用容易烧蚀的金属材料制作而成。本申请在单室双推力发动机进行由高压强转换至低压强时，喷管扩张比也自动转换，以适应喷管出口压强的变化，满足单室双推力固体火箭发动在不同推力段下完全扩张的扩张比需求。
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