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公开(公告)号：CN111188697A
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN202010005353.6
申请日：2020-01-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种电磁弹射用固体火箭发动机，其包括燃烧室壳体、外防热层、点火装置、推进剂药柱和喷管；推进剂药柱包括药柱本体、前伞、内孔和后翼，药柱本体内开设有贯穿该药柱本体的内孔，前伞是由药柱本体的内壁沿周向凹陷而成的环形凹槽，后翼由药柱本体的内壁凹陷而成，本发明的固体火箭发动机通过在推进剂药柱中设置前伞、内孔和后翼,以及包覆有阻燃材料的点火装置，在发动机工作过程中，能够扰乱燃烧室内的燃气声能的波形，将声能分散开并吸收部分声能，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止声能聚集到一定程度与燃烧室壳体形成共振并触发燃烧不稳定现象，从而起到抑制不稳定燃烧的作用，保证固体火箭发动机的稳定工作。
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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：CN107101539A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710115756.4
申请日：2017-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
CPC classification number: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒。通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度低，防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
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公开(公告)号：CN103244309B
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201310156772.X
申请日：2013-04-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明提供一种固体火箭冲压组合发动机壳体，包括燃气发生器壳体，在燃气发生器壳体后端连接补燃室壳体，燃气发生器壳体与补燃室壳体的连接是：燃气发生器壳体和补燃室壳体周边设计对应的等圆心角分布的四对发生器支耳和补燃室支耳，发生器支耳与补燃室支耳通过螺栓、螺母连接；在燃气发生器壳体和补燃室壳体周边的四对发生器支耳和补燃室支耳之间设计四组发生器凸台和补燃室凸台，楔形连接板上有与发生器凸台和补燃室凸台匹配的锁紧孔，楔形连接板通过该锁紧孔嵌压入发生器凸台和补燃室凸台，将燃气发生器壳体与补燃室壳体锁紧。楔形连接板的锁紧孔的两端为楔面，楔形连接板的锁紧孔与发生器凸台和补燃室凸台的周向侧面采用间隙配合，两端楔面为过盈紧配合。补燃室壳体外表面上开有四个用于与进气道连接的窗口座。
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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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Patent Agency Ranking
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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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：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：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
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。
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