无人机助推火箭推力线调整装置及方法

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)实用新型专利(10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201922161770.5(22)申请日 2019.12.06(73)专利权人 航天神舟飞行器有限公司地址 300000 天津市滨海新区滨海科技园神舟大道115号(72)发明人 龙文彪　周洪　(74)专利代理机构 广州速正专利代理事务所(普通合伙) 44584代理人 钟水祥(51)Int.Cl.B64F 1/04(2006.01)(54)实用新型名称一种无人机助推火箭的推力线调整装置(57)摘要本实用新型公开一种无人机助推火箭的推力线调整装置，包括支撑架、锥头底座、导向筒和十字测量尺，支撑架上设有手拉葫芦，锥头底座一端固定在无人机机身梁上，锥头底座的另一端的锥形面上设有导向筒，中心孔内设有吊挂钢丝，吊挂钢丝下端穿过中心孔并与锥头底座固定，导向筒上设有十字测量尺，吊挂钢丝上端穿过通孔与手拉葫芦连接，十字测量尺的四条边上设有刻度线；本实用新型通过宽度和高度可调节的支撑架可以满足大小不同型号的无人机助推火箭的推力线调整，且该装置测量精确，能够避免人工测量推力线带来的误差，并且本申请装置能够将推力线偏差尺寸可直接在十字测量尺的刻度线上读出，节约了测量时间，提高了使用效率。

权利要求书1页 说明书3页 附图3页CN 211519882 U 2020.09.18C N 211519882U1.一种无人机助推火箭的推力线调整装置，其特征在于：包括支撑架(1)、锥头底座(2)、吊挂钢丝(3)、导向筒(4)和十字测量尺(5)，所述支撑架(1)上设有手拉葫芦(6)，所述支撑架(1)为宽度和高度可调节的支撑架(1)，所述锥头底座(2)一端固定在无人机机身梁上，所述锥头底座(2)的另一端的锥形面上设有导向筒(4)，所述导向筒(4)为圆柱形筒结构，且所述导向筒(4)下端为锥面结构，所述锥头底座(2)上设有中心孔(7)，所述中心孔(7)内设有吊挂钢丝(3)，所述吊挂钢丝(3)下端穿过中心孔(7)并与锥头底座(2)固定，所述导向筒(4)上设有十字测量尺(5)，所述十字测量尺(5)上设有通孔(8)，所述通孔(8)直径与吊挂钢丝(3)直径相适配，所述吊挂钢丝(3)上端穿过通孔(8)与手拉葫芦(6)连接，所述十字测量尺(5)的四条边上设有刻度线(9)。

航空航天火箭发动机的推力调控方法航空航天火箭发动机的推力调控是航天领域中的重要技术问题之一。

它涉及到火箭的稳定性、可控性以及安全性等方面。

本文将介绍一些航空航天火箭发动机的推力调控方法。

一、燃烧室压力控制技术燃烧室压力是影响火箭发动机推力大小的重要因素之一。

通过控制燃烧室内燃烧的气体压力，可以实现推力的调控。

一种常用的方法是在燃烧室中设置一个调节阀，通过调节阀的开度来调控气体流经的通道直径，从而控制燃烧室内气体的压力。

这种方法可以实现推力的连续调节，并且响应速度较快。

二、燃料流量控制技术燃料流量是另一个影响火箭发动机推力的重要因素。

通过控制燃料的流入速度，可以实现推力的调控。

一种常用的方法是在燃料供给系统中设置一个流量控制器，通过调节流量控制器的开度来控制燃料流入的速度。

这种方法可以实现推力的精确控制，但是调节范围较小。

三、喷嘴结构调节技术喷嘴的结构对火箭发动机的推力调控也有一定影响。

通过调节喷嘴的结构参数，可以改变喷嘴出口的面积，从而改变推力大小。

一种常用的方法是在喷嘴中设置可调节的喉道，通过调节喉道的张开或闭合程度来控制喷嘴出口的面积。

这种方法可以实现推力的较大范围调节，但是调节速度较慢。

四、混合推进系统的调控技术混合推进系统是一种将液体燃料和固体燃料混合使用的火箭推进系统。

通过控制混合比例，可以实现推力的调控。

一种常用的方法是在混合推进系统中设置一个混合比例控制器，通过调节控制器的开度来控制液体燃料和固体燃料的混合比例。

这种方法可以实现推力的精确调节，并且响应速度较快。

五、推进剂流动性调控技术推进剂的流动性对火箭发动机的推力调控也有一定影响。

通过控制推进剂的流动性能，可以实现推力的调控。

一种常用的方法是在推进剂供给系统中设置一个流动性控制器，通过调节控制器的开度来控制推进剂的流动性能。

这种方法可以实现推力的连续调节，并且调节范围较大。

总结起来，航空航天火箭发动机的推力调控方法包括燃烧室压力控制技术、燃料流量控制技术、喷嘴结构调节技术、混合推进系统的调控技术以及推进剂流动性调控技术等。

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010882104.5(22)申请日 2020.08.28(71)申请人 成都飞机工业（集团）有限责任公司地址 610092 四川省成都市青羊区黄田坝(72)发明人 刘海龙　朱阿元　唐茂华　(74)专利代理机构 成都天嘉专利事务所(普通合伙) 51211代理人 彭思雨(51)Int.Cl.B64F 5/60(2017.01)(54)发明名称一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法(57)摘要本申请涉及无人机技术领域，公开了一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置及方法，所述测量装置与无人机连接，包括支撑部件和测量部件，所述支撑部件包括第一支撑架和第二支撑架，所述测量部件包括第一测量机构和第二测量机构，第一测量机构安装在第一支撑架上并与无人机的支撑接头连接，第二测量机构安装在推力锥的下部，所述推力锥为外圆锥形，底面设置有与无人机机腹连接的底座法兰，底座法兰上设置有用于固定的腰型孔，推力锥的另一端与第二支撑架转动连接。

本申请特别适用于体积和重量较大而翻转不便的无人机，在实际测量时无需翻转即可方便测量出无人机重心与推力线之间的距离。

权利要求书2页 说明书6页 附图5页CN 112158357 A 2021.01.01C N 112158357A1.一种无人机助推火箭推力线与重心偏差测量装置，所述测量装置与无人机(1)连接，其特征在于：包括支撑部件(2)和测量部件(3)，所述支撑部件(2)包括第一支撑架(21)和第二支撑架(22)，所述测量部件(3)包括第一测量机构(31)和第二测量机构(32)，第一测量机构(31)安装在第一支撑架(21)上并与无人机(1)的支撑接头(4)连接，用于侧向支撑无人机(1)并测量侧向支顶力，所述第二测量机构(32)安装在推力锥(5)的下部，用于测量无人机(1)在竖直方向的偏转角度，所述推力锥(5)为外圆锥形，底面设置有与无人机(1)机腹连接的底座法兰(6)，底座法兰(6)上设置有用于固定的腰型孔(61)，推力锥(5)的另一端与第二支撑架(22)转动连接。

专利名称：一种飞行器推力线调整装置专利类型：实用新型专利
发明人：杨崇斌,苏艳,李荣梧,申康,易涛申请号：CN201520807498.2
申请日：20151016
公开号：CN205014934U
公开日：
20160203
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型公开了一种飞行器推力线调整装置，包括固定安装在质量特性测量装置右托架上的基准板，基准板上设置右定位块，右定位块上设置能够沿其长度方向和宽度方向水平滑动的右基座，右定位块上表面设置沿其长度方向布设的第一纵向测量尺和沿其宽度方向布设的第一横向测量尺，飞行器上设置用于安装助推器的助推器安装座，右基座上设置竖直布设且用于与助推器一端面的中心相接触的第一高度调整机构，助推器另一端通过连接环与飞行器上预先标定的飞行器确定点相连接。

该飞行器推力线调整装置与质量特性测量装置固定连接在一起，从而确保飞行器在质量特性测量时和助推器调整时飞行器基准的一致性，避免造成助推器中心线和飞行器理论推力线的偏差。

申请人：西安百纳电子科技有限公司
地址：710012 陕西省西安市碑林区友谊西路446号千叶华园十九楼C座
国籍：CN
代理机构：西安创知专利事务所
代理人：谭文琰
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