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公开(公告)号：CN112832931A
公开(公告)日：2021-05-25
申请号：CN202011534508.1
申请日：2020-12-22
Applicant: 湖北航天飞行器研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机喷管堵盖,包括骨架和填充物，所述骨架包括若干环形杆、斜杆和横杆，所述环形杆与斜杆的各交接处固定连接，所述横杆将每一层的环形杆连接起来，所述骨架外形的包络型面构成圆台型，所述骨架尺寸小于喷管堵盖尺寸，所述环形杆与斜杆的数量根据喷管堵盖的尺寸与强度要求确定，可根据要求的喷管堵盖强度调整骨架环形杆、横杆、斜杆的数量，环形杆、横杆、斜杆的数量越多，喷管堵盖强度越大。本发明的喷管堵盖以硬质骨架为基础，采用短切高硅氧纤维与可发性聚苯乙烯颗粒混合物发泡成型，提高了堵盖的结构稳定性与强度。
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公开(公告)号：CN109184959B
公开(公告)日：2021-04-20
申请号：CN201810834007.1
申请日：2018-07-26
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种无纬布针刺喉衬喷管，包括喷管壳体、喉衬以及绝热层，喷管壳体入口设有喉衬，喉衬与喷管壳体之间设有绝热层；喉衬为分段结构，分段部位在柱段结构往喷管出口方向3mm～5mm范围内，喉衬长度与柱段结构厚度比值为3.11～3.5；所述喉衬采用无纬布针刺C/C复合材料制成。本发明生产周期短、效率高、成本低，具备良好的力学性能。
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公开(公告)号：CN112610362A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011505233.9
申请日：2020-12-18
Applicant: 贵州航天朝阳科技有限责任公司
Abstract: 本发明公开了一种发动机推力控制方法及变推力发动机，在推力室喉部通过利用气体调节改变推力室燃气的喉部流量系数从而间接改变推力室内燃气在喉部的有效流通面积，并通过该方法设计了可改变推力的变推力发动机。本发明的设计原理简单可靠，结构合理，可有效改变火箭发动机推力室喉部的流量系数，改变推力室内燃气在喉部的有效流通面积，从而达到改变发动机推力的目的。
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公开(公告)号：CN112594091A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011475913.0
申请日：2020-12-15
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种固体姿轨控发动机燃气阀及其控制方法，该燃气阀利用飞行器固体火箭发动机的燃烧室产生的部分燃气，通过本燃气阀，控制其从飞行器的侧面喷出，利用燃气喷出产生的侧向力从而调整飞行器的飞行姿态，该结构构造简单，有效的减小了飞行器的消极质量。
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公开(公告)号：CN112576410A
公开(公告)日：2021-03-30
申请号：CN202011458051.0
申请日：2020-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明涉及一种轨控发动机金属一体蒙皮结构，包括：一体成型蒙皮结构；金属堵片本体；约束环。蒙皮预留小喷管口燃气通道，整体无需轴向切割，结构一体加工成型。金属堵片外缘处设计为齿轮形状，通过约束环固定在小喷管燃气通道口，约束环内外型面分别与金属堵片和蒙皮相贴合。蒙皮从一侧装配到位，蒙皮与金属堵片、固定环之间均为机械接触式固定方式。发动机工作时，打开金属堵片即为金属堵片齿轮结构处变形失去约束力，通过机械尺寸保证了外形，使得打开压强较为一致。本发明的轨控发动机金属一体蒙皮结构能够满足不同工作压强的轨控发动机的需要。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112431694A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011309765.5
申请日：2020-11-20
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种使用柔性材料和外置桁架结构的可展开喷管，包括潜入式柔性喷管的刚性段、燃烧室后封头、柔性喷管桁架结构和喷管柔性段。喷管潜入式刚性段由便于安装的潜入段主体、刚性扩张段和前、后喉衬组成，与后封头进行粘接，其中后封头在壳体内部增加一层防热内衬，以隔绝燃烧室的热量；刚性段后是喷管的柔性段，为了保证喷管和后封头的结构和型面完整性，在柔性段、刚性段内壁面上增加绝热、耐烧蚀涂层，柔性段使用抗烧蚀的弹性材料。本发明提供一种使用柔性材料和外置桁架结构的可展开喷管，可以实现高度补偿特性；而且通过设计桁架结构和柔性材料的尺寸，可实现更高效的扩张段气动型面，有效提升喷管全空域性能和飞行器总体性能。
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公开(公告)号：CN112377332A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011119631.7
申请日：2020-10-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于计算机视觉的火箭发动机极性测试方法及系统，该方法包括如下步骤：形成的抖动平滑图像；拟合提取火箭发射喷管在去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像中的轮廓和特征点；得到火箭喷管的粗略位置；离线训练得到训练后的极性光流预测模型；对训练后的极性光流预测模型进行精简压缩得到可实时运行的极性判别光流模型；根据可实时运行的极性光流预测模型得到去除由于摄像头移动而形成的抖动的平滑图像的极性判别光流场；得到火箭喷管的运动光流，通过火箭喷管的运动光流对时间的积分得到火箭喷管的运动极性。本发明有效的提升了极性判别系统的运行速度、准确性及可拓展性。
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公开(公告)号：CN112253337A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011121912.6
申请日：2020-10-20
Applicant: 北京航空航天大学 , 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于流固耦合的柔性喷管，在飞行的末段，电液伺服机构处于工作状态，在流固耦合的作用下柔性接头发生形变，位移传感器获取接头的位移信息，液压作动器根据位移信息带动接头继续形变从而使与该接头连接的下一节喷管发生摆动，整个喷管可以等效为一个具有一定柔性的发动机喷管，与火箭发动机产生的高速燃气流形成流固耦合作用，使柔性喷管呈一定规律摆动，从而改善发动机机动性和推力性能；在飞行的上升段和过渡段，电液伺服机构处于关闭状态，通过牵制液压作动器可以将所有喷管锁定，从而实现整个喷管的刚性状态；这样，可以实现整个喷管的刚性与柔性两种状态之间的切换，拓宽了发动机的最佳工作高度，改善了发动机的推力性能。
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公开(公告)号：CN112177801A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010893328.6
申请日：2020-08-31
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于第三流体的过氧化氢/煤油火箭发动机推力室，包括：推进剂输送装置，与推进剂供给系统相连接，用于向燃烧室内输送煤油和过氧化氢。过氧化氢催化点火器，轴向安装于燃烧室的前端，用于向燃烧室内输送高温氧气和水蒸气，与输送至燃烧室的煤油自点火燃烧，且在实现点火后，煤油和喷入燃烧室内的过氧化氢持续燃烧，过氧化氢催化点火器停止工作；需再次点火时，再次启动过氧化氢催化点火器，并在点火后关闭。使用该基于第三流体的过氧化氢/煤油火箭发动机推力室解决大推力常温推进剂过氧化氢/煤油火箭发动机多次重复点火启动的问题；还实现了通过催化小流量的过氧化氢来实现火箭发动机整体点火的目的，从而提高推重比。
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公开(公告)号：CN110284996B
公开(公告)日：2021-01-01
申请号：CN201910542976.4
申请日：2019-06-21
Applicant: 北京卫星环境工程研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种用于遥感卫星发动机喷口的防护装置，包括用于对发动机喷口进行密封的密封垫圈，所述密封垫圈安装在保护盖内，所述保护盖包括圆盘部、弧形板部、凸起部和第一转动部，所述凸起部与第一转动部对立设置，所述第一转动部转动连接有耳片，所述耳片远离第一转动部的一端转动连接有锁紧扣，所述锁紧扣与凸起部形状相匹配。
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