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公开(公告)号：CN109723573A
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201811628177.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制备方法，该发动机包括燃烧室壳体、软质隔层、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置和喷管；燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层包括第一段和第二段，软质隔层将燃烧室壳体内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔和第二腔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱以及第一绝热层；第一药柱上开设有中心槽；第二脉冲药柱组件包括第二药柱以及第二绝热层；点火装置设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部，第二延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第二绝热层粘接；喷管设于后开口处。本发明第二延伸部与燃烧室壳体和第二绝热层粘接，大大降低了消极质量。
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公开(公告)号：CN106979095A
公开(公告)日：2017-07-25
申请号：CN201710318775.7
申请日：2017-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种整体成型的一体化喷管及其制造方法，包括喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体承力层及固定于喉衬喉颈处的堵盖，所述喉衬外型面作为起始层面，耐烧蚀层、隔热层及壳体承力层依次由内向外整体成型为一体化喷管，所述的喉衬可以是整体结构的回转体，也可以是分块结构组合而成的回转体，所述喉衬为碳/碳复合材料喉衬。与现有技术相比，避免了传统喷管的复杂的零部件装配工艺，减少了喷管内部间隙，与传统的喉衬外壁轮廓为一段折线相比，喉衬外壁轮廓改为两段折线，使得喉衬的热应力水平大幅降低，利用上下游的折线角度，使作用在喉衬上、下游表面的合力相互抵消，降低了喉衬对内烧蚀层表面的作用力，提高了喷管的使用可靠性。
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公开(公告)号：CN118517353A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410655695.0
申请日：2024-05-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种堵盖及其参数设计方法，涉及安全超压泄放技术领域，该堵盖包括圆形球面主体，圆形球面主体用于设在喷管的入口端，圆形球面主体向喷射方向突出，并开设有多个具有设定深度、设定长度及设定截面面积的削弱槽，所有削弱槽的一端均位于圆形球面主体的圆心，另一端沿径向延伸。该设计方法用于设计上述堵盖。通过在圆形球面主体上设置削弱槽，使得堵盖在受压后沿削弱槽的结构薄弱点处破裂，从而不会产生喷射物，通过合理的设计削弱槽的设定深度、设定长度及设定截面积，可有效控制堵盖的爆破压强，可精确控制堵盖的打开压强，且有效保障堵盖爆破后完全烧蚀，不会飞出物，提高了固体火箭发动机工作可靠性。
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公开(公告)号：CN116398322A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310322171.5
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请公开了一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法，涉及飞行器发动机喷管技术领域，该喷管由内向外依次包括内烧蚀层、内隔热层、支承结构、外隔热层和外烧蚀层，内烧蚀层靠近喷管入口端的内壁设有喉衬，支承结构包括：复合材料铺层，其铺设于内隔热层和外隔热层之间，复合材料铺层设有向外凸出的限位安装座；金属嵌件，其套设于复合材料铺层，并抵接限位安装座靠近喷管入口端的一侧；外隔热层由喷管的入口端延伸至金属嵌件，并与金属嵌件抵接。本申请，不仅增加结构强度和刚度，减小结构变形，还可确保喷管与燃烧室的连接密封可靠，提高结构可靠性，以匹配飞行器发动机工作环境下喷管结构的压强载荷，实现在喷管恶劣环境下的应用。
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公开(公告)号：CN116104666A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202211543098.6
申请日：2022-12-02
Applicant: 湖北航泰科技有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种轻质高刚度的一体化成型复合材料喷管及其制备方法。喷管包括内隔热层和复合材料壳体，所述内隔热层和复合材料壳体之间设有蜂窝夹层。因Nomex蜂窝具有突出的比刚度，密度仅为同体积隔热层密度的4％，且其耐热性和结构稳定性优于环氧树脂，因此在保证刚度和隔热厚度的基础上可以对喷管隔热层进行减薄，使惰性质量得到了进一步减少，最高可对隔热层减重25％。相比于其他用于隔热层—壳体界面间过渡的弹性层材料，如改性丁腈橡胶，蜂窝夹层不会出现夹气、弱粘等成型缺陷，能提高复材喷管成型的良品率。芳纶纸蜂窝自身具有优秀的韧性及抗疲劳性，且耐湿热，耐腐蚀，因此适用于一体成型复合材料喷管，使其寿命及工作稳定性得到明显加强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111089798B
公开(公告)日：2022-06-24
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：CN113074062B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202110353951.7
申请日：2021-04-01
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及固体火箭发动机领域，公开了一种宽温使用柔性接头，包括前法兰、后法兰、多层弹性件和多层增强件，所述前法兰和后法兰之间通过多层弹性件和多层增强件相连；所述弹性件采用加成型液体硅橡胶材料；所述增强件采用高强度的碳/酚醛复合材料；所述弹性件和增强件均为球环状薄片结构，多层增强件和多层弹性件交替粘接；所述增强件的最短弧长比弹性件的最短弧长更长，且在增强件相对弹性件长出的部分填充动密封不硫化腻子。本申请的宽温使用柔性接头及柔性喷管，弹性件和增强件的稳定性和安全性能更好，具有更好的环境适应性能。
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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：CN109707539B
公开(公告)日：2020-03-31
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：CN110159455A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910464305.0
申请日：2019-05-30
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的顶盖体，该装置包括隔层连接件、双脉冲点火连接件和前接头，所述隔层连接件呈环状且其上设有第一通孔，所述双脉冲点火连接件设于所述隔层连接件的上方并与所述隔层连接件一体成型，所述双脉冲点火连接件上设有第二通孔，所述双脉冲点火连接件沿所述第二通孔外侧依次设有第一连接口和第二连接口，所述第一连接口用于固定一脉冲点火装置，所述第二连接口用于固定二脉冲点火装置，所述前接头呈环状并套设于所述双脉冲点火连接件的外侧，所述前接头与双脉冲点火连接件一体成型。本发明提供的顶盖体，集隔层连接件、双脉冲点火连接件和前接头为一体，结构简化且质量小，提高了发动机的使用性能。
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