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公开(公告)号：CN112324594B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202011233161.7
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，试验设备用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧；包括：壳体；顶盖，其盖设在壳体上；填充结构，其贴合设置在壳体的内壁上，并与壳体形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；点火装置，其设于壳体上，且位于燃烧室的底部，用于接收点火指令并点燃燃烧室中待测的推进剂；喷管，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置的侧壁上开设有测压孔；测压传感器，其安装在测压孔上，并在推进剂在燃烧室中燃烧时，采集燃烧室的工作压强。本申请实施例以解决相关技术中推进剂燃烧试验成本高、周期长的弊端。
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公开(公告)号：CN112324594A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011233161.7
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，试验设备用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧；包括：壳体；顶盖，其盖设在壳体上；填充结构，其贴合设置在壳体的内壁上，并与壳体形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；点火装置，其设于壳体上，且位于燃烧室的底部，用于接收点火指令并点燃燃烧室中待测的推进剂；喷管，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置的侧壁上开设有测压孔；测压传感器，其安装在测压孔上，并在推进剂在燃烧室中燃烧时，采集燃烧室的工作压强。本申请实施例以解决相关技术中推进剂燃烧试验成本高、周期长的弊端。
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公开(公告)号：CN111779593A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010518436.5
申请日：2020-06-09
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，固体火箭发动机壳体包括缠绕层、绝热结构、多个光纤和多个传感器，绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；缠绕层缠绕于绝热结构外。多个光纤沿绝热结构的外圆周方向间隔布置，光纤与绝热结构粘接在一起，光纤包括引出端和嵌入端，引出端伸出绝热结构外，嵌入端沿绝热结构的母线方向延伸至嵌设于光路通道内，并伸入装药空间内；光纤的嵌入端连接有传感器，传感器用于监测所述推进剂药柱(装药界面或者药柱内部)。固体火箭发动机包括固体火箭发动机壳体和填充于装药空间内的推进剂药柱。
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公开(公告)号：CN106870162B
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201710150205.1
申请日：2017-03-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02C7/04
Abstract: 本发明公开了一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。本发明采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响；结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。
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公开(公告)号：CN107120211B
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201710410741.0
申请日：2017-06-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了种四级固体发动机点火装置，包括点火器、点火药盒、第一级点火发动机和第二级点火发动机，其特征在于，所述点火器点燃点火药盒，所述点火药盒点燃第一级点火发动机，所述第一级点火发动机点燃第二级点火发动机，所述第二级点火发动机点燃主发动机，所述第一级点火发动机和第二级点火发动机均与顶盖密封连接，所述第二级点火发动机通过其装药燃烧室的壳体的一端的开口部位与顶盖连接，所述顶盖为椭球型。本发明通过改顶盖为椭球型，与顶盖连接的开口部位的开口直径小于所述壳体柱段内径，顶盖与主发动机采用双头螺柱自锁螺母连接，采用双O型圈密封结构，增加承载能力的裕度，提高壳体强度和密封可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106870162A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201710150205.1
申请日：2017-03-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02C7/04
CPC classification number: F02C7/04
Abstract: 本发明公开了一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。本发明采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响；结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。
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公开(公告)号：CN112324593A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011233159.X
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
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公开(公告)号：CN109681345B
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201811625494.7
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于，其包括壳体本体，壳体本体的两端均开设有开口，壳体本体由多个预制件组装而成，多个预制件包括中间段以及分别连接于中间段两端的前封头段和后封头段，两个开口分别设于前封头段和后封头段；相互连接的中间段与前封头段的端面为相互配合的企口结构，且相互连接的中间段与后封头段的端面为相互配合的企口结构。
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公开(公告)号：CN107120211A
公开(公告)日：2017-09-01
申请号：CN201710410741.0
申请日：2017-06-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了种四级固体发动机点火装置，包括点火器、点火药盒、第一级点火发动机和第二级点火发动机，其特征在于，所述点火器点燃点火药盒，所述点火药盒点燃第一级点火发动机，所述第一级点火发动机点燃第二级点火发动机，所述第二级点火发动机点燃主发动机，所述第一级点火发动机和第二级点火发动机均与顶盖密封连接，所述第二级点火发动机通过其装药燃烧室的壳体的一端的开口部位与顶盖连接，所述顶盖为椭球型。本发明通过改顶盖为椭球型，与顶盖连接的开口部位的开口直径小于所述壳体柱段内径，顶盖与主发动机采用双头螺柱自锁螺母连接，采用双O型圈密封结构，增加承载能力的裕度，提高壳体强度和密封可靠性。
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公开(公告)号：CN112324593B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202011233159.X
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
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