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公开(公告)号：CN119412249B
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202411634770.1
申请日：2024-11-15
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，公开了一种扩压器热防护设计方法，包括：确定扩压器内燃气超声速流和燃气亚声速流切换位置；将扩压器内分为：燃气超声速段、燃气亚声速直筒段和燃气亚声速扩张段；环绕扩压器设置冷却液夹套；对应燃气超声速段、燃气亚声速直筒段和燃气亚声速扩张段位置处冷却液夹套分别为：A段冷却液夹套、B段冷却液夹套和C段冷却液夹套；A段冷却液夹套外壁直径大于B段冷却液夹套外壁直径。本申请通过在燃气超声速段和燃气亚声速直筒段分别环绕不同厚度冷却液夹套，增加冷却液流动速度和换热系数，以更快地将热量传输出去，避免燃气亚声速直筒段的温度快速上升，进而使得扩压器得到更可靠的热防护。
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公开(公告)号：CN119860304A
公开(公告)日：2025-04-22
申请号：CN202510319985.2
申请日：2025-03-18
Applicant: 陕西普利美材料科技有限公司
IPC: F02K9/97 , C08L61/06 , C09J163/00 , C09J181/04 , C08K5/098 , C09J11/04 , B29C70/38 , B29C70/34 , F16B11/00
Abstract: 本发明涉及弹射类火箭发动机的堵盖结构设计技术领域，公开了火箭发动机喷管反、正双向承压堵盖及其成型、粘接方法，堵盖包括封堵部、粘接部以及其连接处设置有变壁厚的刚度圆滑过渡结构，以形成一体化变壁厚、正面等强度、侧面等刚度的类球型曲面结构；该堵盖由长丝束纤维、短丝束纤维和改性的酚醛树脂的复合材料制成，具有定向临界压强爆破、高强度、低密度、体积小等优点，并通过设计堵盖的刚度匹配区为变壁厚的刚度圆滑过渡结构以及长丝束纤维、短丝束纤维沿微观方向的铺叠取向要求（沿平行模腔的内壁面方向设置）实现承受高反向压强与低正向压强的功能，可满足20MPa以内高压、高温、高速燃气冲击弹射，符合弹射类火箭发动机的制备要求。
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公开(公告)号：CN119849063A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202510023457.2
申请日：2025-01-07
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , F02K9/32 , F02K9/34 , F02K9/96 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F119/14 , G06F111/10
Abstract: 本发明提供一种变推力固体火箭发动机喉栓型面的逆向设计方法，在进行喉栓型面设计时，首先确定给定的发动机推力变化关系，即推力‑喉栓行程变化关系或曲线；喉栓每个所处位置均对应发动机的一个稳态推力；根据火箭发动机工作原理，得到理论推力与等效喉部面积的变化关系；将前两步得到的关系式联立即得到等效喉部面积‑喉栓行程S‑l的关系；将S‑l代入喉栓型面控制方程组，求解即可得到喉栓型面；对所得到喉栓型面进行数值仿真或试验验证；结合仿真或试验结果对理论推力进行修正；修正后重复即可得到最终喉栓型面。本发明通过求解代数方程组，反设计出喉栓型面，具有精度高、速度快的特点，无需反复迭代优化。
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公开(公告)号：CN119825577A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510115803.X
申请日：2025-01-24
Applicant: 西安交通大学
Abstract: 一种基于微波场的固体火箭发动机推力调控系统及方法，包括燃烧室外壳，环绕燃烧室外壳内壁设置环形的隔热层和环形的药柱；药柱中间形成空的流道；燃烧室外壳前端外侧与波导出口连接，内侧与隔热层、点火器相连接；点火器安装在药柱的内壁；燃烧室外壳的气体出口端分别依次设置喷管收敛段、喷管喉部、喷管扩张段；喷管扩张段外侧分布有压力传感器、温度传感器、测力传感器，压力传感器、温度传感器、测力传感器将采集到的发动机性能参数通过电信号传递给监控终端；监控终端根据工况需要对阻抗变换器和微波电源输出电信号，改变微波场强度，实现对固体火箭发动机的推力调控。本发明根据工况对微波输出大小进行调节，实现固体火箭发动机的推力调控。
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公开(公告)号：CN119801785A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411963997.0
申请日：2024-12-29
Applicant: 北京中科宇航技术有限公司
Abstract: 本申请提供一种运载火箭发动机机架变形量补偿方法，该方法包括：通过静力试验预先测得发动机机架在不同推力作用下机架变形量导致的附加摆角估计值；通过调整伺服机构长度，在原始摆角基础上，对发动机机架进行摆角预补偿；根据附加摆角估计值和摆角预补偿的预补偿角，对发动机摆角指令进行补偿和限幅，获得补偿和限幅后的发动机摆角指令；将补偿和限幅后的发动机摆角指令发送到伺服控制器。本申请可以提供随时间变化的摆角补偿量，用于抵消发动机机架变形导致的附加摆角，以提高姿态控制精度，进而提高级间分离时的安全性、提高载荷入轨精度或降低辅助动力系统的推进剂消耗。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119754967A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411822494.1
申请日：2024-12-11
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种喉栓式喷管推力系数计算方法及测试系统，主要解决准确测量不同工况下针栓式喷管的推力系数。本发明以喉栓式喷管测试模型为基础，根据发动机平衡压强计算公式，在指定的燃烧室压强下，解算出对应的推力系数；应用推力系数计算方法的测试系统，包括发动机燃烧室、点火装置、伺服控制系统、密封连接结构、静架、动架、推力传感器和承力墩，测试过程中可以实现发动机的燃烧室压强、喉面积精确控制，得到所关注工况下的喷管推力系数。
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公开(公告)号：CN119598644A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411982339.6
申请日：2024-12-31
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，包括：步骤1：利用搜索算法建立喉栓构型、喉栓位置和喉部面积之间的关系，并求解得到等效最小喉道面积；步骤2：根据等效最小喉道面积计算出发动机的估计推力；步骤3：根据发动机的估计推力与发动机的预设推力之间的差值对喉栓位置进行调整，并以发动机的估计推力与发动机的预设推力之间的差值小于预设值时的喉栓位置设计发动机喷管的型面坐标；本发明变推力发动机喉栓型面的按需正向设计，可实现根据推力过冲抑制需求进行喉栓型面设计；可以实现内弹道性能按照预期规律调整，比如抑制推力过冲，使推力动态调节规律与稳态规律保持基本一致。
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公开(公告)号：CN119145981B
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411666969.2
申请日：2024-11-21
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种用于火箭发动机延伸喷管自展开结构，属于火箭发动机性能技术领域；包括延伸喷管、上面子级、级间段、下面子级和球锁；其中，上面子级、级间段、下面子级均为筒段结构；上面子级、级间段、下面子级沿轴向依次同轴对接；延伸喷管同轴设置在级间段内腔中；延伸喷管的轴向一端与上面子级固连；延伸喷管的轴向另一端通过球锁与下面子级连接；延伸喷管实现沿轴向展开；本发明实现进一步减轻延伸喷管结构质量，提高延伸喷管技术的整体性能优势。
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公开(公告)号：CN119393257A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411717410.8
申请日：2024-11-27
Applicant: 胡延斌
Inventor： 胡延斌
IPC: F02K9/97
Abstract: 火箭发动机喷口防进水的技术和方法，本技术用于火箭回收领域。把带降落伞下降的火箭直接降落在海上是最简单的火箭回收方式，但采用这种方式海水会涌入火箭发动机喷口，会造成发动机损坏。为了防止海水涌入发动机喷口，可使用机械臂把气囊（类似汽车的安全气囊）放入发动机喷口，然后气囊充气展开，堵住发动机喷口，从而可把海水堵在发动机喷口之外，则火箭可安然的飘浮在海面之上，从而完成了火箭溅落海面的回收。本技术可用于回收火箭各子级（例如第一级、第二级、助推器等）。这种原理可也用于气囊对船舶、舰艇、潜艇、飞机、飞船、空间站等漏洞、管道的封堵。
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公开(公告)号：CN119353125A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411770128.6
申请日：2024-12-04
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明一种固体火箭发动机喷管扩张段烧蚀考核结构及方法。扩张段由烧蚀考核样块和低成本开孔扩张段组成，可一次考核两种状态的编织扩张段材料烧蚀性能，为避免对接部位燃气穿火，考核样块采用阶梯柱塞式结构，形成阶梯柱塞式烧蚀样块+开孔扩张段的组合体，将该结构装入喷管壳体中组成喷管，与真实固体火箭发动机相连，即可实现在同一工况下通过一次固体火箭发动机试车考核多种编织扩张段材料烧蚀性能的目的。本发明通过将多个阶梯柱塞式考核样块嵌入至喷管扩张段中，实现了在固体火箭发动机实际工况下扩张段材料烧蚀性能的考核，提高了扩张段材料考核真实性和考核效率。
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