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公开(公告)号：CN117028079B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311290037.8
申请日：2023-10-08
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本发明涉及火箭动力技术领域，提供一种喷流装置、火箭动力装置以及火箭，喷流装置包括喷管收敛段、喷管扩张段、环形喉衬、背壁以及隔热套；喷管收敛段和喷管扩张段顺次设置，喷管收敛段和喷管扩张段的连接处形成缩颈部，在缩颈部的内壁沿环向设有定位槽；环形喉衬设置在定位槽内，且环形喉衬朝向喷管中心的一侧与喷管收敛段以及喷管扩张段平顺连接；背壁设置在定位槽内，且位于环形喉衬背离喷管中心的一侧；隔热套设置于环形喉衬和背壁之间，环形喉衬、隔热套、背壁之间采用耐高温材料粘接。在环形喉衬和背壁之间设置隔热套，隔热套可以减少热量传递至背壁位置，提高了环形喉衬与背壁连接的稳定性，避免环形喉衬在工作时被高温高压燃气吹出。
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公开(公告)号：CN117449979A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311801103.3
申请日：2023-12-26
摘要： 本发明涉及液体火箭推进技术领域，提供一种燃气发生器、火箭动力装置及火箭，燃气发生器包括燃烧室和针栓喷注器；燃烧室的底壁形成有安装孔；针栓喷注器沿安装孔处连接于燃烧室，针栓喷注器的外侧连接有集合环，集合环位于燃烧室的外侧且与底壁之间形成集液腔，集液腔与燃烧室的内部之间设有燃料通道，针栓喷注器内设有连通于燃烧室的液氧通道；其中，底壁设有连通于集液腔的进液孔，燃烧室的侧壁处设有连通于进液孔的冷却孔，冷却孔的孔口方向朝向针栓喷注器设置。集液腔内的部分燃料在冷却孔处沿着孔口方向喷向针栓喷注器，可以阻隔高温燃气的热量传递至底壁处，而且可以对针栓喷注器进行冷却，避免在高温燃气的作用下出现烧蚀的现象。
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公开(公告)号：CN117278734A
公开(公告)日：2023-12-22
申请号：CN202311550185.9
申请日：2023-11-21
IPC分类号： H04N13/344 , H04N13/156 , H04N13/363 , H04N7/18 , G02B27/01 , G06T19/00
摘要： 本申请提供了一种火箭发射沉浸式观看系统，涉及航空航天技术领域，包括：头戴显示设备，用于基于用户的输入指令，确定用户对目标火箭的观看视角，以及向用户显示目标火箭的飞行观看画面；观看服务设备，用于获取目标火箭的飞行状态数据以及外部监视图像；基于飞行状态数据，生成目标火箭的虚拟箭体模型；基于外部监视图像，生成虚拟场景模型；基于虚拟箭体模型、虚拟场景模型和观看视角，生成飞行观看画面；将飞行观看画面发送至头戴显示设备。本申请提供的系统，使得用户不必亲临火箭发射现场就能远程观看到火箭发射的全过程，能够满足用户的观看意愿和需求，提高了用户的火箭发射观看体验。
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公开(公告)号：CN117199768A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311314180.6
申请日：2023-10-11
摘要： 本发明涉及火箭领域，提供一种火箭的天基天线的位置控制方法、控制装置和火箭。方法包括：建立火箭本体坐标系，并根据火箭本体坐标系建立天线本体坐标系，且火箭本体坐标系的原点与天线本体坐标系的原点重合；根据火箭的参数信息和中继卫星的参数信息，确定得到天线本体坐标系的原点至中继卫星的中心点的距离向量；以距离向量与天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到天基天线的预设位置并根据预设位置调整天基天线和/或火箭。本发明提供一种火箭的天基天线的位置控制方法、控制装置和火箭，可以满足火箭与中继卫星能保持数据的有效传输，进而提高火箭测控方案的设计效率，且提高了火箭的发射成功率。
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公开(公告)号：CN117073471A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311311668.3
申请日：2023-10-11
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明涉及宇宙航行技术领域，提供了一种卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭，卫星运载火箭的载荷舱包括：下部舱体，安装于卫星运载火箭的整流罩空间内的底部；上部舱体，安装于下部舱体的上方，下部舱体的内部空间与上部舱体的内部空间形成用于容纳卫星载荷的内部载荷空间，上部舱体的顶部与整流罩空间的顶部之间形成用于容纳卫星载荷的顶部载荷空间；分离机构，设置于下部舱体与上部舱体之间，用于固定下部舱体与上部舱体，以及控制下部舱体与上部舱体分离。本发明用以解决现有技术中小型的卫星运载火箭的侧挂空间不足导致无法充分发挥运载能力的缺陷，改善卫星载荷在卫星运载火箭中的布局，实现提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。
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公开(公告)号：CN116750217B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311064290.1
申请日：2023-08-23
摘要： 本发明涉及卫星发射技术领域，提供一种双层卫星分离结构及其卫星分离方法，双层卫星分离结构包括支架、顶盖、第一驱动组件和顶盖锁紧组件；支架围设形成有容纳槽，支架的顶部设有连通于容纳槽以及支架的外部的开口；顶盖的一端通过铰接结构连接于支架对应于开口的边缘处；第一驱动组件连接于顶盖和支架，第一驱动组件用于使顶盖具有相对于铰接结构转动以避开开口的趋势；顶盖锁紧组件连接于顶盖。双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。
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公开(公告)号：CN115508092B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202211086055.X
申请日：2022-09-06
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机的高空飞行试车方法、装置、设备及产品，液体火箭包括：第一发动机和第二发动机，第一发动机为动力发动机，第二发动机为待试发动机；方法包括：响应于发射信号，第一发动机启动，并推送液体火箭升空；获取液体火箭的第一位置，并进行判断，其中，第一位置指向液体火箭的目标位置坐标；确定液体火箭到达目标轨道，则第一发动机关闭，第二发动机启动，并对第二发动机进行真空试车。本发明通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。
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公开(公告)号：CN114922747B
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202210707023.0
申请日：2022-06-21
申请人： 北京星河动力航天科技股份有限公司 , 北京星河动力装备科技有限公司
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本申请实施例提供了一种液体火箭发动机及其喷管和喷管的延伸部。该延伸部包括：第一延伸段和第二延伸段，第一延伸段的进口用于与喷管的喉部连接，第一延伸段的进口的扩张比为第一设计范围，第一延伸段的材料包括碳酸铝；第二延伸段的进口与第一延伸段的出口连接，第二延伸段的进口的扩张比为第二设计范围，第二延伸段的材料包括钛合金，延伸部的扩张比从第一延伸段的进口至第二延伸段的出口逐渐增大。本申请实施例通过在延伸部设置第一延伸段和第二延伸段，能够缩短整体制备延伸部的周期，例如缩短80％，能够节省制备成本，例如节省60％，以及碳酸铝和钛合金的密度相对较低，能够进一步能够降低喷管的结构重量。
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公开(公告)号：CN117028306A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311147409.1
申请日：2023-09-06
摘要： 本申请实施例提供了一种诱导轮以及涡轮泵，用以进一步提高诱导轮的抗空蚀性能。该诱导轮适用于液体火箭发动机，该诱导轮包括：转动轴，以及固定于转动轴的叶片；叶片对应的第一展开面包括第一区域，第一展开面位于第一区域的部分呈曲线状；第一展开面为下述平面图形：叶片在轴半径上被转动轴的圆柱面截断所得的第一截断面，经展开而成的平面图形。本申请实施例提供的诱导轮以及涡轮泵，能够进一步提高诱导轮的抗空蚀性能。
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公开(公告)号：CN116818049A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310789625.X
申请日：2023-06-29
IPC分类号： G01F23/2962 , G01F23/296
摘要： 本申请实施例提供了一种储箱的液位测量方法、装置、电子设备及可读存储介质，涉及测量测试领域。该方法包括：获取超声波的第一传输信息、第二传输信息以及储箱的高度，第一传输信息包括超声波从储箱的一侧外壁，经过气态介质传输至另一侧外壁的第一传输速度信息，第二传输信息包括超声波从储箱的一侧外壁，经过液态介质传输至另一侧外壁的第二传输速度信息；气态介质为空气或液态介质的挥发态；从储箱外壁的第一端部向第二端部发射超声波，采集超声波从第一端部传输至第二端部的总传输时长；根据储箱的高度、总传输时长、第一传输信息和第二传输信息获取储箱的液位高度。本申请实施例降低了储箱液位高度的测量成本，也减少了储箱生产的约束条件。
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