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公开(公告)号：CN109707539A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811557069.9
申请日：2018-12-19
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种基于梯度材料的一体化复合喷管，该喷管的材料成分从喷管的外壁向内壁呈梯度变化，且喷管包括沿该喷管外壁向内壁依次分布并相连的支撑层、隔热层和耐烧蚀层。将耐烧蚀层的陶瓷基复合材料、隔热层的低导热的隔热材料以及支撑层的金属基复合材料的功能有机地集合，消除各层材料间的拼装的弱界面，增强各层材料之间的相互耦合作用，使得喷管的设计重量将最大限度地得到发挥，从而实现轻量化，同时，各层之间拼接的宏观界面的消除也大幅提高了喷管结构的可靠性。
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公开(公告)号：CN109653900A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811450477.4
申请日：2018-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法，先浇注成型推进剂药柱，再将推进剂药柱、软质隔层、喷管和前接头组装成初始燃烧室，然后将缠绕成型装置的缠绕轴装配到初始燃烧室上形成缠绕芯模，缠绕成型装置预设有一成型空间，将缠绕芯模竖直的安装于成型空间内，使得缠绕轴竖直放置，对缠绕芯模进行缠绕成型得到装药燃烧室。立式缠绕成型时，初始燃烧室的重力作用线与缠绕轴的中心线同轴，解决了缠绕轴刚度不足导致的推进剂药柱损伤和发动机同轴度难以保证的难题。
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公开(公告)号：CN106050477A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610623732.5
申请日：2016-07-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法，所述喷管包括轴对称回转体结构部件：收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬为组合式喉衬，由多块喉衬块采用台阶式衔接密封组合而成。本发明通过将喉衬由整体式喉衬分割为特定结构形式的若干喉衬块，两两之间通过装配工艺衔接密封成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。可以有效地节约原材料，工艺制备及加工成本也得以降低；同时由于单独的喉衬块尺寸减小，厚度减薄，使得渗碳较为均匀，产品的质量一致性更容易保证。
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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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公开(公告)号：CN116146379A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310322167.9
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
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公开(公告)号：CN109608712B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN201811391602.9
申请日：2018-11-21
Applicant: 湖北三江航天江河化工科技有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 一种可燃绝热层配方，包含橡胶、硫化剂、硫化促进剂、活性剂、填料、增塑剂、防老剂、助燃剂，其中按重量份计算：橡胶选用丁腈橡胶，100份；硫化剂，1‑2份；硫化促进剂，0.5‑2份；活性剂选用氧化锌/硬脂酸，5份/1.5份；补强填料，5‑15份；耐热填料，0‑10份；增塑剂选用邻苯二甲酸二丁酯，5‑20份；防老剂选用D，1‑2份；助燃剂选用有机助燃剂，1‑10份。本发明的可燃绝热层各项性能满足发动机绝热材料性能指标，且工艺性能满足绝热结构制作工艺要求；发动机工作时绝热层能够随推进剂一同燃烧，对发动机正常工作无影响。
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公开(公告)号：CN111089798A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911399674.2
申请日：2019-12-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机配件试验技术领域，具体涉及火箭发动机喷管静力试验装置及方法，该方法包括以下步骤：将密封挡块放置在水槽内，将喷管的待检测端穿过所述盖板的第一通孔，并使待检测端抵持在密封挡块上，将喷管的外侧与所述盖板密封连接，将所述支架固定在所述盖板的上方，并使支撑杆穿过第二通孔；向水槽内充满水并加压至设定压强保持设定时间；加压过程测试喷管形变是否满足要求，泄压后检测喷管结构是否完好，本发明能够解决采用现有装置对喷管进行静力试验时，试验过程与喷管实际工作状态不符，试验结果不准确的问题。
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公开(公告)号：CN110080909B
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201811652765.8
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层、扩散段绝热层和壳体承力层，壳体承力层包括抵接于收敛段绝热层的第一段以及与第一段相连的第二段，第二段与扩散段绝热层相连，第一段的外壁凸设有粘结头，粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。本发明采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体的装配台阶，简化了装配工艺流程，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。
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公开(公告)号：CN109653900B
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201811450477.4
申请日：2018-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法，先浇注成型推进剂药柱，再将推进剂药柱、软质隔层、喷管和前接头组装成初始燃烧室，然后将缠绕成型装置的缠绕轴装配到初始燃烧室上形成缠绕芯模，缠绕成型装置预设有一成型空间，将缠绕芯模竖直的安装于成型空间内，使得缠绕轴竖直放置，对缠绕芯模进行缠绕成型得到装药燃烧室。立式缠绕成型时，初始燃烧室的重力作用线与缠绕轴的中心线同轴，解决了缠绕轴刚度不足导致的推进剂药柱损伤和发动机同轴度难以保证的难题。
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公开(公告)号：CN110080909A
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201811652765.8
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层、扩散段绝热层和壳体承力层，壳体承力层包括抵接于收敛段绝热层的第一段以及与第一段相连的第二段，第二段与扩散段绝热层相连，第一段的外壁凸设有粘结头，粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。本发明采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体的装配台阶，简化了装配工艺流程，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。
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