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公开(公告)号：CN109628053A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811392460.8
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
IPC: C09J175/14 , C09J11/04 , C09J11/06 , C09J11/08 , C08G18/32 , C08G18/42 , C08G18/69 , C08G18/75 , C08G18/76
CPC classification number: C09J175/14 , C08G18/3206 , C08G18/3228 , C08G18/329 , C08G18/42 , C08G18/69 , C08G18/724 , C08G18/755 , C08G18/7614 , C08K2003/2296 , C09J11/04 , C09J11/06 , C09J11/08 , C08K13/02 , C08K3/22 , C08K3/36 , C08K5/11 , C08K5/18
Abstract: 一种可燃衬层配方，包含重量份计算的原料：基胶为丁羟胶，100份；固化剂，15‑20份；交联剂，0.3‑2份；填料，8‑12份；增塑剂，4‑6份；催化剂，0.8‑1.2份；防老剂，0.5‑0.7份；助燃剂，5‑15份。本发明的可燃衬层各项性能满足发动机衬层材料性能指标，且工艺性能满足衬层制作工艺要求；发动机工作时衬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：CN115059556B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202210295028.7
申请日：2022-03-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 曾强 , 杨渊 , 傅理夫 , 李莹 , 胡保朝 , 祁释冰 , 常建龙 , 潘玉田 , 高列义 , 钟志文 , 桂永丰 , 黄立威 , 祝珊 , 张赛文 , 杜旭杰 , 焦晓亮 , 周子翔 , 马腾 , 刘洋 , 马宝合 , 童冉媛
Abstract: 本申请涉及一种用于模块化火箭弹的组装装置，涉及火箭组装技术领域。本组装装置包括第一纵向支架和长度至少大于后基础模块火箭发动机燃烧室与至少两个标准模块火箭发动机燃烧室的长度总和的第二纵向支架，活动架体包括活动架和设于第一纵向支架和第二纵向支架之间的底架，底架两侧均朝外至少延伸预设长度以形成组装区域和拆卸区域，活动架设于底架上并用于驱动标准模块火箭发动机燃烧室在组装区域和拆卸区域之间滑动，以分别调节标准模块火箭发动机燃烧室与前基础模块火箭发动机燃烧室和后基础模块火箭发动机燃烧室的同轴度。本申请提供的组装装置，较好地解决了固体火箭发动机在装配后难以进行拆卸及再组装成其它模式的固体火箭发动机的问题。
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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：CN114933029A
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202210470984.4
申请日：2022-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本申请涉及一种环形的固体燃气供气结构，其包括：多个燃发器间隔分布，燃发器的两端设有气孔，且燃发器的内部设有两端分别与两气孔连通的中心管；以及，相邻的两个燃发器之间布置有连接管，连接管的两端分别连通相邻的两个燃发器的气孔，以使所有的燃发器串联成环形的供气回路，且连接管上设有姿态控制单元连接部。所有的燃发器串联成环形的供气回路，且连接管上设有姿态控制单元连接部；使原本六个姿态控制单元所需要的十二根管道大大减少为两根，并且燃发器自身也是环形通道的一部分，从而简化了管路的结构，减少空间的占用和管路长度，减少压降的影响。另外也使任意一点的燃气到达另外一点共有两个方向、两条路径，燃气可较长时间工作。
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公开(公告)号：CN112895508B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110056363.7
申请日：2021-01-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种结构功能一体化柔性结构，包括芯轴；绝热气囊，其为以芯轴为中心轴的筒状结构，两端设有开口渐缩的封头；密封连接系统，其设于封头开口处，用于对绝热气囊密封及连接外部装置；以及充气稳压系统，其连接在密封连接系统上，用于对绝热气囊充气，并维持绝热气囊内气压稳定。其模具包括芯轴和拼装壳体，拼装壳体以芯轴为中心轴，且芯轴两端伸出拼装壳体。该柔性结构在缠绕成型过程中可以作为缠绕芯模，燃烧室壳体成型之后，模具可拆除，柔性结构无需脱出，可作为燃烧室壳体的绝热结构。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111779593B
公开(公告)日：2021-09-07
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：CN113107709A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110468550.6
申请日：2021-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法，其中，裙结构包括至少两个裙瓣，各裙瓣的两周向侧边均设有周向连接结构；相邻两裙瓣的周向连接结构配合使用，且沿周向相互抵持，使多个裙瓣连接成环状的裙结构；裙装配工装包括一定位法兰和若干个围绕定位法兰中心轴均匀分布的工装组件。安装时，无需将固体火箭发动机壳体预制品从缠绕设备上取下，即可直接围绕芯轴组装裙装配工装和裙结构，完成上裙工作。本发明可同时加工多个裙瓣，无需多次转移固体火箭发动机壳体预制品即可完成上裙工作，生产和安装难度小、效率高；与现有一体成型环状裙相比，本发明提供的由多个裙瓣连接成的裙结构的刚度更好。
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公开(公告)号：CN112324592A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011231346.4
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；试验设备包括：筒状的壳体，其顶部周侧上设有凸缘；顶盖，其盖合在壳体上；卡持机构，其包括两个卡合部和至少两个驱动部；两个卡合部相对设置，且卡合部的内壁上开设有沟槽；两个驱动部布设在壳体两侧，并分别连接一个卡合部，用于驱动对应的卡合部沿壳体的径向方向往复直线移动；同时，在两个卡合部对接时，两个沟槽形成一个环形槽，且环形槽卡持在凸缘与顶盖的边缘外。本申请满足外壳在推进剂燃烧时的密闭连接能力，确保推进剂燃烧的稳定性，且易于开闭顶盖和壳体，提高模拟燃烧试验的效率。
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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：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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