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序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
21	一种组合式推力矢量喷管系统及带有该系统的弹体	CN202011287663.8	2020-11-17	CN112412662A	2021-02-26	王革; 李德坚; 何定鹏; 苏成志; 程靖懿; 朱宁; 杨海威; 关奔; 周凌
本发明属于航空航天飞行器动力技术领域，具体涉及一种组合式推力矢量喷管系统及带有该系统的弹体。本发明将液体二次喷射系统和超音速分离线摆动喷管两个子系统进行有机结合，充分发挥了两者的优势，液体二次喷射系统主要有响应快、效率高、结构重量小的特点，同时还能够起到给喷管润滑降温的作用，使飞行器拥有更大的推力矢量偏角、更快的响应速度。本发明可以减小飞行器液体喷射剂的携带量和贮箱体积，使推力矢量控制系统总重得到有效的控制。喷射剂的喷入能够减缓喷管内型面受热，增强喷管抗烧蚀能力，防止颗粒相进入分离线缝隙使喷管卡死。喷射剂内添加的润滑成分还可以减小密封圈的摩擦，进一步提升系统的可靠性。
22	一种高可靠液体火箭发动机系统	CN202010498719.8	2020-06-04	CN111594349A	2020-08-28	聂万胜; 王辉; 仝毅恒
本发明公开了一种高可靠液体火箭发动机系统，包括控制系统、燃料泵一、氧化剂泵一、燃料泵二、氧化剂泵二、旋转储能装置、逆变器、电机和压力传感器；旋转储能装置一方面直接输出自身机械能，用于驱动燃料泵一与氧化剂泵一；另一方面将机械能转化为电能输入电机，用于驱动燃料泵二与氧化剂泵二；控制系统通过压力传感器实时监测燃烧室内的压力，并利用逆变器调节电机的输入电压，进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，从而使得燃烧室的压力保持在设定的恒定范围。本发明摒弃了传统液体火箭发动机中的燃气发生器和涡轮等结构复杂、加工难度大、工作环境恶劣、故障率较高的部件，从而使燃烧室稳定燃烧，保证了发动机系统的可靠性。
23	一种集成一体式三余度电机泵	CN202010167047.2	2020-03-11	CN111322174A	2020-06-23	张朋; 孙东宁; 夏银亮; 陈克勤; 刘会祥; 王伟; 赵守军; 王毅; 赵迎鑫; 郝伟一; 冯伟; 李凌云; 王鑫
本发明涉及一种集成一体式三余度电机泵，属于伺服作动领域；包括壳体、3个泵组件、3个增压油箱组件、充气活门、充气活门外罩、特型布线板、电机驱动电连接器和旋变测试电连接器；3个泵组件和3个增压油箱组件间隔呈环状均匀设置壳体的内部；每个泵组件均包括柱塞泵组件和电机泵组件；且3个泵组件中的柱塞泵组件均指向壳体的轴向内端；3个泵组件中的电机泵组件均指向壳体的轴向外端；充气活门同轴设置在壳体的轴向外端；充气活门外罩套装在充气活门的外部；特型布线板设置在充气活门外罩的外壁；电机驱动电连接器和旋变测试电连接器均固定设置在壳体的顶部；本发明用于为运载火箭推力矢量控制执行机构提供高可靠的能源，保证执行机构精确的位置控制。
24	一种通用型高精度电动推力矢量伺服机构调零装置	CN201811357963.1	2018-11-15	CN111188699A	2020-05-22	张新华; 鄢梦; 肖中卓; 周围; 张祎; 刘海; 刘源; 段小帅; 李勇; 张兆凯; 黄建; 那学智
本发明属于测量装置技术领域，特别涉及一种通用型高精度电动推力矢量伺服机构调零装置。本装置包括一个底板，底板上开有销孔并设有滑块卡槽和滑块导向槽，滑块卡槽内安装滑块，滑块导向槽内安装滑块的导向柱，该滑块上同样开有销孔，底板一端的销孔配有销轴一，滑块上的销孔配有销轴二，通过两个销轴将伺服机构与底板上的销孔和滑块上的销孔连接，确定伺服机构的零位长度，并保证伺服机构零位精度，本装置使用方式简单，制造成本低，机加时间短，避免了每新研一种推力矢量伺服机构即需新设计一种调零装置所带来的高成本及长周期。
25	一种等流量固体姿控推力装置及设计方法	CN201911053069.X	2019-10-31	CN110645118A	2020-01-03	赵启扬; 余明敏; 周子翔; 丁杰; 胡胜云; 胡保朝; 王善金; 张周周
本发明公开了一种等流量固体姿控推力装置及设计方法，涉及固体姿控动力系统技术领域，该装置包括控制阀和推力器，控制阀包括：阀体，其包括一个进气口和两个对称设置的出气口，每个出气口与一个推力器对接且连通；阀芯，其设有两个，阀芯可调节推力器内节流部位的开度；阀芯具有随开度变化而使经过节流部位的气体流量呈线性变化的型面；执行器，其输出端的两端分别与两个阀芯连接，输出端用于带动两个阀芯同步移动。本发明提供的固体姿控推力装置，可减少多级节流带来的流量调节的非线性影响；两个阀芯在联动切换过程中，两个节流部位的总气体流量不变，达到等流量切换的目的，获得良好的推力品质，确保工作时间满足使用需要。
26	一种圆盘转移式分室固体火箭发动机	CN201910514504.8	2019-06-14	CN110284995A	2019-09-27	张璐佳; 魏志军; 孙烨真
本发明公开了一种圆盘转移式分室固体火箭发动机，属于固体火箭发动机技术领域。该火箭发动机包括存储室、转移装置和发动机；存储室内装有球形药柱，装药存储室与装药转移装置相连，装药转移装置与发动机相连；装药转移装置通过转动的方式将装药存储室内的球形药柱转移到发动机的燃烧室中，发动机的燃烧室内设有点火装置对球形药柱点火，装药转移装置同时实现发动机工作状态时燃烧室与装药存储室之间的密封。本发明通过将储存室与燃烧室分离并由转移装置进行药柱转移，克服了固体火箭发动机点火后无法中途停机的固有缺点，能够按需要对发动机进行开关机。
27	推力可调的过氧化氢单组元推力器	CN201910353943.5	2019-04-29	CN110118136A	2019-08-13	张国超; 封锋; 陈昊
本发明提出了一种推力可调的过氧化氢单组元推力器，包括压电比例调节阀、气动阀、流量传感器接管嘴、推力室、压力传感器接管嘴、喷管以及温度传感器接管嘴；所述压电比例调节阀与气动阀的空气进口连接；所述气动阀与推力室通过连接管连接，所述连接管上设置有流量传感器接管嘴；所述喷管与推力室的尾部连接，所述压力传感器接管嘴和温度传感器接管嘴设置在喷管上。本发明通过压电比例调节阀控制气动阀阀芯的运动，从而控制推进剂流量，达到推力连续可调的目的。
28	组合式气瓶安装组件及安装方法、姿控动力系统	CN201910025268.3	2019-01-11	CN109763915A	2019-05-17	张耀军; 白少博
本申请提供一种组合式气瓶安装组件及安装方法、姿控动力系统，组合式气瓶安装组件包括：前支架组件，用于对气瓶首端进行支撑；后支架，用于对气瓶尾端进行支撑；前支架组件包括中心支撑机构和外围固定机构，外围固定机构设置在中心支撑机构远离中心的外侧；外围固定机构包括分别对应多个气瓶的多个前支架，外围固定机构用于通过多个前支架分别对多个气瓶进行固定。本申请通过设置前支架组件和后支架，对多个气瓶进行组合安装，安装紧凑，能够提高系统的集成度和气瓶安装的结构刚度，进而节省航天飞行器舱内的空间。
29	一种开闭式旋转爆轰发动机单向起爆装置	CN201710288247.1	2017-04-27	CN107013369B	2019-04-02	潘振华; 陈开鹏; 张彭岗; 齐骏
本发明提供了一种开闭式旋转爆轰发动机单向起爆装置，包括阀门、预爆管和爆轰管转接装置，爆轰发动机环形燃烧室上设有用于与预爆管连通的开口，所述预爆管的一端与爆轰发动机环形燃烧室连通，预爆管的另一端上安装爆轰管转接装置，所述阀门安装在开口处，阀门的一端与爆轰发动机环形燃烧室铰接，阀门仅能向爆轰发动机环形燃烧室内旋转以打开开口。本发明采用开闭式阀门，预爆管点火后爆轰波冲开阀门进入发动机环形燃烧室，传播一周后冲闭阀门，之后不再影响燃烧室的燃烧情况，本发明所有部件设计合理，可靠性高。
30	一种推力可控的多脉冲固体火箭发动机	CN201810149698.1	2018-02-13	CN108488005A	2018-09-04	胡建新; 段炼; 何志成; 李洋
本发明公开了一种推力可控的多脉冲固体火箭发动机，包括燃烧室、控制系统、电源。燃烧室由电控固体推进剂、电极、燃烧室壳体、传感器、喷管等组成。电控固体推进剂是一种具有电控效应的钝感推进剂，通电即燃烧、断电即熄灭。电控固体推进剂或电极与传动装置相耦合，可以改变电控固体推进剂与电极的相对位置。当电极均与电控固体推进剂接触时，电控固体推进剂通电燃烧，某根或多根电极不与电控固体推进剂接触时，燃烧熄灭。本发明省去了火箭发动机的点火装置，能精确控制电控固体推进剂的燃速和燃烧所消耗的电控固体推进剂的质量，安全性高，能实时控制发动机的推力并重复启动，在需要实时控制推力的多脉冲火箭发动机领域具有广阔的应用前景。
31	一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法	CN201611241257.1	2016-12-29	CN106870878A	2017-06-20	尹传威; 张晓莎; 王增; 李凌云; 姜涛; 赵同
一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法，(1)根据航天伺服机构的产品外形及空间布局，将伺服机构后段和伺服机构前段分别进行热防护；(2)设计热防护衣；其中伺服机构后段采用结构B进行热防护，伺服机构前段采用结构A进行热防护，结构A包括旁通阀热防护块，电子盒热防护块、作动筒热防护块，壳体热防护块；结构A、结构B采用热防护材料；旁通阀热防护块、电子盒热防护块、壳体热防护块以及结构B为根据待防护部分的最小外包络确定的外包覆型结构；作动筒热防护块外形与作动筒外形相匹配且两端为开放式结构；壳体热防护块与旁通阀热防护块、电子盒热防护块、作动筒热防护块的接触部分开相应形状的窗口；(3)将结构A、结构B分别安装在伺服机构前段、伺服机构后段上。
32	姿控发动机矢量推力加载装置	CN201511027566.4	2015-12-31	CN105649817B	2017-05-17	李广会; 于军; 王朋军; 赵飞; 李广阔; 张丽娜; 李林永; 寇鑫
本发明涉及姿控发动机矢量推力加载装置，包括加载头、连杆、传感器安装法兰以及后法兰，加载头的一端与发动机连接，加载头的另一端通过连杆与后法兰连接，传感器安装法兰位于后法兰与加载头之间，传感器安装法兰固定在不动的基础上，矢量力传感器的一端固定在传感器安装法兰上，矢量力传感器的另一端固定在加载头上；设加载头的中心位置为原点；加载头上的设置有六个拉环和两个压座；后法兰上设置有第七拉环；六个拉环和两个压座通过组合的方式实现Fy、Fz、Mx、My和Mz标准力的施加。本发明解决了矢量力传感器在试验现场原位校准过程中，矢量力传感器坐标系下的标准矢量力施加问题。
33	一种变推力发动机推力闭环控制的方法	CN201410348396.9	2014-07-21	CN104358625B	2016-05-18	马键; 方渭军; 雷娟萍; 于洋; 童飞; 胡向龙; 曾勤斌; 王鹏武; 王春民; 李辉
一种变推力发动机推力闭环控制的方法，其特点在于：将发动机不同推力对应的流量调节器开度按顺序和推力变化量制作对比列表；控制系统采集当前发动机工作参数，将其换算成当前推力，并与指令推力进行比较；若当前推力与指令推力之差超出设定允差时，控制系统根据推力调节数据表对发动机推力进行调节，若当前推力与指令推力之差小于设定允差，则认为当前推力与指令推力相等，不进行推力调节。本发明有效地提高了泵压式变推力发动机的工况调节精度，经验证的发动机工况精度偏差小于1％。
34	采用多源氢气能源的多变量多余度数控伺服系统	CN201510673384.8	2015-10-16	CN105370441A	2016-03-02	曾广商; 张晓莎; 张文海; 景光辉; 秦向明; 刘俊琴; 张淑敏; 陈祖希; 郭薇妮; 赵守军
本发明涉及运载火箭用多源氢气能源的多变量多余度数控伺服系统，属于运载火箭控制技术领域。伺服系统控制回路采取了系统级三冗余设计方案，三余度伺服阀有三个独立的前置级，三余度位移传感器有三个独立的冗余通道。伺服控制器接收1553B总线上的三冗余数字控制指令，同时伺服控制器每1台子控制器采集1台伺服机构的三冗余位移传感器的3路线位移，由控制器中央处理单元执行线位移多数表决算法和数据闭环控制算法处理，经D/A转换及功率放大后输出伺服阀控制电流，输出到1台伺服机构三冗余伺服阀的1个前置级，在伺服阀的功率级滑阀上实现多数表决，可化解吸收冗余通道的一度故障。
35	一种集成氢气涡轮泵的伺服机构及伺服控制方法	CN201510672384.6	2015-10-16	CN105332821A	2016-02-17	景光辉; 张晓莎; 李建明; 吕凤实; 郝小龙; 李凌云
本发明涉及一种伺服机构及伺服控制方法，具体说涉及一种配套运载火箭液氢液氧发动机、集成氢气涡轮泵能源的高紧凑大功率伺服机构及伺服控制方法，属于运载火箭控制技术领域。本发明的伺服机构工作时，从发动机引流高压氢气，驱动氢气涡轮泵为伺服机构提供大功率液压能源，氢气涡轮泵排出的低温氢气被引入冷却器气腔；同时，伺服机构中所有低压回路的液压油汇集到一起，进入冷却器油腔，与低温氢气换热降温后进入涡轮泵吸油口，进行新一轮闭式循环；经过热交换的氢气通过管路排出。
36	一种喷管推力矢量控制装置	CN202311562015.2	2023-11-22	CN117489491A	2024-02-02	亢金涛; 屈慧刚
本发明涉及提供一种喷管推力矢量控制装置，包括：喷管，至少能够被配置为弹箭的发动机喷管；喷管扩张段，与所述喷管柔性连接；所述喷管扩张段被配置为能够承接所述喷管喷射出的介质，以备通过控制所述喷管扩张段的摆动实现对弹箭推力矢量的控制；N组伸缩组件，N≥3，围设于所述喷管或/和所述喷管扩张段的外侧；所述伸缩组件的一端与所述喷管连接，所述伸缩组件的另一端与所述喷管扩张段的连接，且所述伸缩组件的长度可调，以备通过调节至少部分所述伸缩组件的长度调整所述喷管扩张段的摆动角度。
37	一种用于高度补偿的可渗透喷管	CN202311711075.6	2023-12-12	CN117449982A	2024-01-26	王也; 王英诚
本申请公开了一种用于高度补偿的可渗透喷管，包括：内层喷管、外层喷管、驱动电机、用于调控驱动电机转速的变速箱和支撑结构；内层喷管上开设有多个内开槽；外层喷管上开设有多个外开槽；外层喷管外侧设置有齿条圈；外层喷管嵌套于内层喷管外部，且内层喷管的收缩段和扩张段的一部分均位于外层喷管的进口端外，并与发动机的机架的相应位置连接；驱动电机和变速箱均设置于支撑结构内，且通过支撑结构与箭体连接；驱动电机与变速箱连接；驱动电机的驱动轴上设置有与齿条圈啮合的齿轮，通过齿轮带动外层喷管转动。本申请能够在不同的高度下实现连续的高度补偿，且从低空到高空的过程中没有明显的效率损失。
38	一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置	CN202310521923.0	2023-05-10	CN116658332A	2023-08-29	杨跃; 刘浩; 可钊; 李钧; 朱景文; 朱佩婕; 龚习; 刘岳; 彭彦召
本申请涉及一种可回收火箭返回段发动机伺服负载力矩降低装置，包括中心发动机，还包括多个裙板，多个所述裙板可折叠的沿周向均匀设置在所述中心发动机的推力室外壁上。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低中心发动机伺服系统在返回段的气动载荷力矩，大幅降低了中心发动机伺服系统的设计难度，降低了可回收火箭的研制成本；裙板在中心发动机上升段及返回段开机工作过程中呈折叠状态，贴合于中心发动机推力室外壁面，不影响中心发动机摇摆工作；裙板采用直线舵机进行控制，结构简单，可以自由折叠和展开。
39	一种具有可调式稳定尾翼的微小型火箭推进装置	CN202111470613.8	2021-12-03	CN114278465B	2023-05-09	金秉乐
本发明公开了一种具有可调式稳定尾翼的微小型火箭推进装置，包括推进外壳，推进外壳的外侧连接有可调式稳定尾翼，可调式稳定尾翼包括固定筒，固定筒与推进外壳固定连接，固定筒远离推进外壳的一侧连接有多个均匀分布的可调式固定件，可调式固定件内开凿有调节收纳槽，调节收纳槽内设有稳定尾翼。本发明通过对微小型火箭推进装置增加相应的可调式稳定尾翼，使得微小型火箭推进装置在使用过程中可根据实际环境对稳定尾翼进行相应的调整，避免了微小型火箭推进装置在运行过程中受环境影响出现轨道偏移的情况，显著提高了微小型火箭推进装置的运行稳定性，大大提高了微小型火箭推进装置运行过程中的可控性能。
40	一种姿轨控综合开机时长计算方法及装置	CN202310001677.6	2023-01-03	CN116022360A	2023-04-28	李斌; 梁爽; 荣志飞; 彭德云; 姜萍; 王炎娟; 可荣硕; 周心婷; 郭祥艳; 孟德闯
本发明提供了一种姿轨控综合开机时长计算方法及装置，方法包括：获取发动机的启动数量与启动标识确定发动机的启动方式；根据启动方式配置加权系数；根据加权系数和启动方式计算综合开机时长。本申请通过针对不同的启动方式分配不同的加权参数来计算综合开机时长，使得参数调整简单灵活，在设计简单的情况下，适用于各种航天器平台，测控软件和航天器平台之间不再紧密绑定，通用性良好，应用便捷，减少了不必要的软件更动，降低了对软件系统安全性的影响。

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