专利检索_.以推力控制或推力定向控制为特征的专利检索_.以推力控制或推力定向控制为特征的专利检索查询

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
121	火箭姿控发动机破裂膜片的冗余密封及防旋安装结构及其安装方法	CN202311787699.6	2023-12-22	CN117846816A	2024-04-09	刘超; 王小宁; 王浩然; 朱浩楠; 韩冲
本发明提供了一种涉及液体火箭姿控发动机破裂膜片可靠密封安装技术领域的火箭姿控发动机破裂膜片的冗余密封及防旋安装结构及其安装方法，包括膜片通、压紧螺母、防旋压紧套、密封O形圈以及破裂膜片，破裂膜片一端密封O形圈连接于膜片通内，破裂膜片另一端连接防旋压紧套，防旋压紧套连接压紧螺母；膜片通和破裂膜片通过防旋压紧套和密封O形圈的配合实现冗余密封与防旋安装功能。本发明消除了拧紧过程中破裂膜片受到压紧套旋转产生扭转变形的可能性，实现了破裂膜片无扭转变形安装；实现了破裂膜片冗余密封功能，提高破裂膜片的密封可靠性；可将破裂膜片一次安装测试合格率提升近一倍，提高安装测试合格率。
122	一种旋转环状槽口的固体轨控发动机	CN202210910277.2	2022-07-29	CN117514516A	2024-02-06	季朦; 许诺; 高辉; 经雯荔
本发明涉及一种旋转环状槽口的固体轨控发动机，属于固体火箭发动机技术领域，解决了现有轨控发动机由于内部构件烧蚀现象导致的推力大小和推力方向的精确性降低的问题。本发明包括：燃烧室、燃气盘、旋转环状槽口和电机；燃烧室用于产生提供轨控推力的燃气；燃气盘与燃烧室连通；燃气盘上设有多条燃气支道；旋转环状槽口罩设在燃气盘的外部；旋转环状槽口的侧面设置燃气喷口；燃气喷口与燃气支道对齐时，燃气能够从燃气喷口喷出；电机用于驱动旋转环状槽口转动。本发明的固体轨控发动机，通过电机直接驱动燃气盘处覆盖的环状槽口旋转，控制燃气实际喷出的方向，从而实现轨控推力方向的调节。
123	一种小尺寸双通道矢量喷管液压伺服机构	CN202311431646.0	2023-10-31	CN117469052A	2024-01-30	孙华旺; 马成成; 李兴勇; 康嘉伟; 林秀沪
一种小尺寸双通道矢量喷管液压伺服机构，包括液压能源系统(1)、伺服控制器(2)、第一通道伺服执行机构(3)、第二通道伺服执行机构(4)、本体和液压阀组(5)。本体和液压阀组(5)上设置有油道，与摆动喷管机构(6)的顶端固定连接，液压能源系统(1)提供液压油，经由油道送至两个通道的伺服执行机构。两个通道的伺服执行机构在伺服控制器(2)的控制下利用液压方式分别带动摆动喷管机构(6)在与其原始轴线相垂直的平面上的两个垂直方向运动，运动合成角度控制摆动喷管机构(6)的俯仰角θ和偏航角ψ。两个通道的伺服执行机构通过预置零位偏移量实现喷管摆心偏移补偿。本发明具有集成度高、轴向尺寸小的特点，可以满足小尺寸空间需求。
124	一种可回收火箭尾部主发动机活动环形保护装置	CN202310521884.4	2023-05-10	CN116658331A	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尾部主发动机活动环形保护装置，包括箭体、若干主发动机，还包括设置于箭体尾段的环形保护罩，所述环形保护罩环绕于箭体尾段的外壁，通过若干个驱动机构连接于箭体的外壁，并由驱动机构驱动所述环形保护罩沿箭体轴线方向收缩或伸出。本申请具有以下可预期的技术效果：该装置可以极大降低主发动机伺服系统在返回段的气动负载力矩，大幅降低了主发动机伺服系统的设计难度，从而降低了可回收火箭的研制成本；结构简单，不额外占用箭体内有限的空间，进一步提高了运载能力；紧凑地设置在箭体外壁，有利于箭体的安装、操作和维护。
125	一种液体姿控发动机集成块	CN202010947359.5	2020-09-10	CN112228250B	2023-06-09	孟凡刚; 徐微; 李卓; 郑全; 于金山; 白龙; 唐学来
本发明公开了一种液体姿控发动机集成块，包括集成块和向外伸出安装连接结构；所述的集成块为一体性结构，集成块I、II、III、IV四象限四侧面为电磁阀安装端面，电磁阀通过螺钉与电磁阀安装端面连接，集成块I、II、III、IV四象限相邻象限之间为向外伸出安装连接结构，向外伸出安装连接结构的内部为空腔结构，其外侧面为安装端面，所述的安装端面包括中央安装端面和两侧安装端面，中央安装端面为承力支架安装端面，两侧安装端面为推力室安装端面，集成块结构功能优化改进设计，解决了原有结构安装复杂问题，使得生产成本降低、生产效率提升，整体结构布局更加合理简洁，姿控机组装配方便快捷，提升了产品的力学性能和可靠性。
126	一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统	CN202310049331.3	2023-02-01	CN116025486A	2023-04-28	刘策; 布向伟; 彭昊旻; 魏凯; 郭文正; 于继超; 吴考; 郭鹏飞; 程瑞
本发明提供一种运载火箭助推段姿态的控制方法及系统，涉及飞行器姿态控制技术领域。所述方法包括：向助推发动机的助推伺服驱动器发送姿态控制指令；接收所述助推伺服驱动器根据姿态控制指令反馈的第一伺服作动器的第一位置状态信号和第二伺服作动器的第二位置状态信号；所述第一伺服作动器位于所述助推发动机的第一象限，所述第二伺服作动器位于所述助推发动机的第四象限；根据所述第一位置状态和所述第二位置状态，控制所述第一伺服作动器和所述第二伺服作动器调整助推发动机的喷管姿态。本发明的方案通过助推发动机的喷管对火箭的助推段滚动姿态的控制，使得助推发动机的喷管能够对火箭的助推段姿态进行全方位的控制。
127	长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置	CN202211455708.7	2022-11-21	CN115726902A	2023-03-03	赖谋荣; 金蔚; 郑才浪; 汤浩
本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，喉栓体的前端由隔热套前端的喉栓体伸出孔伸出。本申请可以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。
128	一种万向伺服控制小火箭系统	CN202111205139.6	2021-10-15	CN113944572B	2023-01-13	薛子旺
本申请公开了一种万向伺服控制小火箭系统，具体包括小火箭燃料入口，燃烧室、喷管、控制系统轨道、万向伺服控制系统舵翼和万向伺服控制系统；小火箭燃料入口用于接收燃料；燃烧室与小火箭燃料入口连接，用于在燃料进入后，点火点燃可燃气体，在燃烧室形成高温高压气体；喷管与燃烧室连接，燃烧室产生的高温高压气体，经过喷管后产生巨大推力；控制系统轨道与万向伺服控制系统连接，万向伺服控制系统在控制系统轨道中进行位置的改变，进行喷管方向的控制；万向伺服控制系统舵翼与万向伺服控制系统连接，万向伺服控制系统控制万向伺服控制系统舵翼角度的改变。本申在制造和安装过程中有效缩短操作时间，降低装配难度，提升连接效率和可靠性。
129	一种控制固液混合发动机推力的方法及系统	CN202111495516.4	2021-12-09	CN114233523B	2022-12-20	蔡国飙; 谭广; 田辉; 孟祥宇; 姜宪珠; 陈瑞凯
本发明提供了一种控制固液混合发动机推力的方法及系统，方法包括：在当前采样周期内，获取固液混合发动机的当前推力；依据当前推力与目标调控推力，得到当前推力偏差，依据当前推力偏差以及历史推力偏差，得到流量增量值；依据流量增量值以及上一采样周期的历史流量值，获取流量设定值，基于流量设定值以及获取的实时流量值，得到流量偏差值；对流量偏差值进行比例、积分、微分运算，得到阀芯位移增量值，依据阀芯位移增量值以及上一采样周期的阀芯历史位移，获取阀芯位移设定值，基于阀芯位移设定值以及设置在阀芯上的位置传感器反馈的阀芯实时位移，得到阀芯位移偏差，依据阀芯位移偏差调节阀芯位移。可以提高固液混合发动机推力的控制精度。
130	一种变推力固液火箭发动机的螺旋嵌套式药柱及制作方法	CN202210666272.X	2022-06-14	CN114856862B	2022-11-01	林鑫; 孟东东; 张泽林; 王泽众; 罗家枭; 李飞; 余西龙
本发明提供一种变推力固液火箭发动机的螺旋嵌套式药柱及制作方法，包括中空柱状外壳，以及多组均匀分布在中空柱状外壳的螺旋叶片，在相邻螺旋叶片之间形成填充有高退移速率燃料的螺旋通道；螺旋叶片包括至少两段互成角度的叶片体，燃料逐渐燃烧至不同的叶片体位置以使得退移速率能够变化。其制作方法为依据火箭发射任务已知弹道的规划，设计药柱基体内每组螺旋叶片的分段数量及每段螺旋叶片的旋转夹角。本发明通过改进螺旋叶片的数量和角度，使得燃料的退移速率在燃烧过程中发生变化，实现对发动机推力的调控，从而解决了固液火箭发动机推力调控设计中结构复杂、挤占有效载荷的问题。
131	一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道	CN202210656500.5	2022-06-10	CN115095449A	2022-09-23	魏祥庚; 聂韶; 叶进颖; 秦飞; 何国强; 张凯; 张明睿
本发明公开了一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道，包括轴对称组合发动机燃烧室壳体，在燃烧室壳体几何喉道段外环向一周间隔开设有四个通孔，且四个通孔分为位于几何喉道壳体上、下、左和右侧；位于各通孔处均覆盖有向外凸起的壳体，壳体内形成与几何喉道相连通的长方体状的凹腔；在各凹腔内均设置有一滑块，各滑块的前端均伸入几何喉道内，各滑块均可在各凹腔内朝向或远离几何喉道滑动；两组滑块可同时朝向几何喉道内滑动，用于改变调节喉道面积；各组滑块可独立朝向几何喉道内滑动，用于对发动机实现矢量控制。通过四个滑块的驱动来调节轴对称RBCC发动机燃烧室的面积，来实现不同发动机在不同来流条件下的高效工作。
132	一种微型电磁式扰流舵机	CN202210661777.7	2022-06-13	CN114739239B	2022-09-09	张成; 王琦麟
本发明属于一种扰流舵机，为解决现有扰流舵机体积和重量无法满足发动机安装要求的技术问题，提供一种电磁式扰流舵机，轭铁内壁开设有环形容腔，骨架位于容腔内且延伸至环形槽中极靴内侧，极靴设置于环形槽内与轭铁相连。衔铁和挡铁套设于轭铁内部，轭铁和挡铁固定连接。衔铁和挡铁内沿轴向分别开设有第一通孔和第二通孔，第一通孔和第二通孔内分别设有限位台阶和第一限位凸台；支撑杆前端位于第一通孔内与衔铁相连，后端位于第二通孔内与第一限位凸台相适配，弹簧绕设于支撑杆上。挡铁前端外壁呈外锥面设置，第一通孔后端侧壁呈内锥面设置，形成适配腔，扰流片呈L型，一端与衔铁前端相连，另一端沿轭铁轴向延伸至轭铁后端端面外部。
133	高温燃料产物能量管理装置及喷管	CN202210541655.4	2022-05-19	CN114636004B	2022-08-26	强洪夫; 戴陈超; 王学仁; 刘春波; 任加万; 杨艳丽; 王哲君
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。
134	一种变推力固液火箭发动机的螺旋嵌套式药柱及制作方法	CN202210666272.X	2022-06-14	CN114856862A	2022-08-05	林鑫; 孟东东; 张泽林; 王泽众; 罗家枭; 李飞; 余西龙
本发明提供一种变推力固液火箭发动机的螺旋嵌套式药柱及制作方法，包括中空柱状外壳，以及多组均匀分布在中空柱状外壳的螺旋叶片，在相邻螺旋叶片之间形成填充有高退移速率燃料的螺旋通道；螺旋叶片包括至少两段互成角度的叶片体，燃料逐渐燃烧至不同的叶片体位置以使得退移速率能够变化。其制作方法为依据火箭发射任务已知弹道的规划，设计药柱基体内每组螺旋叶片的分段数量及每段螺旋叶片的旋转夹角。本发明通过改进螺旋叶片的数量和角度，使得燃料的退移速率在燃烧过程中发生变化，实现对发动机推力的调控，从而解决了固液火箭发动机推力调控设计中结构复杂、挤占有效载荷的问题。
135	一种微型电磁式扰流舵机	CN202210661777.7	2022-06-13	CN114739239A	2022-07-12	张成; 王琦麟
本发明属于一种扰流舵机，为解决现有扰流舵机体积和重量无法满足发动机安装要求的技术问题，提供一种电磁式扰流舵机，轭铁内壁开设有环形容腔，骨架位于容腔内且延伸至环形槽中极靴内侧，极靴设置于环形槽内与轭铁相连。衔铁和挡铁套设于轭铁内部，轭铁和挡铁固定连接。衔铁和挡铁内沿轴向分别开设有第一通孔和第二通孔，第一通孔和第二通孔内分别设有限位台阶和第一限位凸台；支撑杆前端位于第一通孔内与衔铁相连，后端位于第二通孔内与第一限位凸台相适配，弹簧绕设于支撑杆上。挡铁前端外壁呈外锥面设置，第一通孔后端侧壁呈内锥面设置，形成适配腔，扰流片呈L型，一端与衔铁前端相连，另一端沿轭铁轴向延伸至轭铁后端端面外部。
136	高温燃料产物能量管理装置及喷管	CN202210541655.4	2022-05-19	CN114636004A	2022-06-17	强洪夫; 戴陈超; 王学仁; 刘春波; 任加万; 杨艳丽; 王哲君
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。
137	一种固液冲压组合发动机	CN202110632006.0	2021-06-07	CN113202655B	2022-05-24	杨钧森; 武毅; 张子相; 文俊杰; 王一尧
本发明公开的是一种固液冲压组合发动机，属于航空天动力技术领域。本发明公开了一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道；压缩气体通过所述减压器后进入所述液体氧化剂贮箱并挤压液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂雾化后进入所述燃烧室；所述固体燃料与氧化剂经点火后发生燃烧，燃烧产物流经所述喷管向外喷出。本固液冲压组合发动机通过开关喷嘴，控制固体燃料燃烧的进行与停止，可大范围调节发动机的推力，安全性高，减少氧化剂储存量，降低飞行器质量，提高飞行器性能。
138	一种RBCC 发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法	CN202210269779.1	2022-03-18	CN114483372A	2022-05-13	刘晓伟; 王金利; 谢宗齐; 黄冠鸿
本发明提供了一种RBCC 发动机用宽调节比引射火箭发动机方案及其控制方法，包括冲压发动机、第一壳体、第一子火箭单元、若干第二子火箭单元和若干支撑组件；第一壳体内部中空，第一壳体设置在冲压发动机的流道内；且第一壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支撑组件固定设置在第一壳体与冲压发动机的流道内壁之间；第一子火箭单元与各第二子火箭单元均设置在第一壳体内，第一子火箭单元位于冲压发动机的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元环绕第一子火箭单元设置；第一子火箭单元或者各第二子火箭单元分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线。
139	一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法	CN202110068152.5	2021-01-19	CN112963269B	2022-04-15	周城宏; 程洪玮; 刘阳; 雍子豪; 谷建光; 刘鹰; 朱雄峰; 王一杉; 韩秋龙; 谭云涛
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。
140	基于双执行机构的固液变推力发动机控制器和控制方法	CN202210205452.8	2022-03-04	CN114320668A	2022-04-12	宋佳; 胡云龙; 赵鸣飞; 罗雨歇; 童心迪
本发明提供了一种基于双执行机构的固液变推力发动机控制器和控制方法，包括：电动泵控制回路和阀门控制回路；电动泵控制回路，用于基于固液变推力发动机的期望推力和推力误差，确定电动泵的第一控制量，并基于第一控制量控制电动泵控制回路中的液体氧化剂流量为第一流量；阀门控制回路，用于基于推力误差和可变文氏管的可调阀门的开度，确定可调阀门的第二控制量，并基于第二控制量控制阀门控制回路中的液体氧化剂流量为第二流量；其中，第一流量和第二流量之和为固液变推力发动机在期望推力下所需的液体氧化剂流量。本发明缓解了现有技术中存在的由于电动泵与可调阀门无法同时配合控制导致的变推力控制范围受限的技术问题。

2 3 4 5 6 7 8 9 10 11

IPRDB

热门服务

关于我们

友情链接

联系方式