公开(公告)号：CN106930865B

公开(公告)日：2019-08-02

申请号：CN201710115454.7

申请日：2017-02-24

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 杨渊 ,  方锡惠 ,  高列义 ,  吴晓英 ,  许玉荣 ,  高阿婷 ,  曾强 ,  于泉 ,  陈文杰 ,  吴敏 ,  张义广 ,  鲁国林 ,  董良慈

IPC: F02K9/10 ,  C06B33/08 ,  C06D5/06

Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。

公开(公告)号：CN109441664A

公开(公告)日：2019-03-08

申请号：CN201811635726.7

申请日：2018-12-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 高阿婷 ,  杨渊 ,  张棚 ,  赵飞 ,  许玉荣 ,  李莹 ,  王亚洲 ,  于泉 ,  方锡惠 ,  高烈义

IPC: F02K9/32

Abstract: 本发明公开了一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层，涉及双脉冲固体火箭发动机技术领域。本发明设计的软质隔层包括锥体、套筒和连接套，锥体包括三元乙丙橡胶层和碳布层；套筒包括三元乙丙橡胶层、碳布层和碳纤维缠绕层；连接套一端与点火装置连接，另一端与套筒远离锥体的一端连接，实现了双脉冲发动机的脉冲隔离，通过锥体与一二脉冲的绝热层的粘接及连接套与点火装置的连接密封可实现一体化成型，该方法简化了一体化成型工艺，能有效减少消极质量，提高发动机质量比。

公开(公告)号：CN106930865A

公开(公告)日：2017-07-07

申请号：CN201710115454.7

申请日：2017-02-24

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 杨渊 ,  方锡惠 ,  高列义 ,  吴晓英 ,  许玉荣 ,  高阿婷 ,  曾强 ,  于泉 ,  陈文杰 ,  吴敏 ,  张义广 ,  鲁国林 ,  董良慈

IPC: F02K9/10 ,  C06B33/08 ,  C06D5/06

CPC classification number: F02K9/10 ,  C06B33/08 ,  C06D5/06

Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。

公开(公告)号：CN203335276U

公开(公告)日：2013-12-11

申请号：CN201320304168.2

申请日：2013-05-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 许玉荣 ,  方锡惠 ,  钟志文 ,  徐节荣 ,  李建国

IPC: F02K9/90 ,  F02K9/84

Abstract: 本实用新型涉及用于固体姿轨控动力系统的方向可调喷管，由旋转接头和喷管本体组成，旋转接头包括壳体、弯管和轴承，弯管的角度为90°-120°，弯管通过轴承与壳体配合布置在壳体的内腔，壳体的内壁前段设置有隔热环，弹簧、垫圈和补偿环依次套在隔热环外壁上，补偿环的前端面通过第一密封圈与垫圈贴合，补偿环的后端面通过第二密封圈与弯管的前端面贴合，补偿环上设置有止转销，壳体的前端设置有与发动机壳体连接的接头，弯管的末端与喷管本体连接。采用本实用新型，喷管本体可以随弯管一起绕发动机轴线转动，从而实现推力方向全方位实时连续调节。本实用新型结构简单、使用方便、工作可靠。

公开(公告)号：CN202596924U

公开(公告)日：2012-12-12

申请号：CN201220164856.9

申请日：2012-04-18

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 钟志文 ,  于泉 ,  徐节荣 ,  许玉荣

IPC: F02K9/97

Abstract: 本实用新型提供一种固体火箭发动机的分段长尾喷管结构，包括喷管壳体、收敛段绝热层、喉衬、喷背衬绝热层、扩散段绝热层，其喷管壳体包括收敛段喷管壳体和扩散段喷管壳体，收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体采用螺纹连接方式。所述的收敛段喷管壳体的连接处有外螺纹，扩散段喷管壳体的连接处为空顶螺帽结构的内螺纹，收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体的对接端面上有O型圈环槽，安装O型圈。所述的收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体的螺纹连接处设径向紧固螺钉。本实用新型的喷管壳体通过分段的结构形式，使得尾管收敛段处所装部件的内径只需大于收敛段壳体外径即可完成装配，可以最大化利用喷管收敛段尾管处的空间。