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公开(公告)号：CN103244309A
公开(公告)日：2013-08-14
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113074579B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202110246859.0
申请日：2021-03-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种导弹的尾罩滞留装置，涉及导弹发射技术领域，包括：发射筒；导向组件，其包括多个环形分布的导向件，所述导向件安装在所述发射筒内壁上，且所述导向件与所述发射筒的轴线平行；至少两个由吸能材料制成的缓冲条组，所述缓冲条组包括两个相背设置在所述导向件两侧的缓冲条，且所述缓冲条靠近所述导向件的上端设置；同时，所述导向件上至多设一所述缓冲条组。本申请结构简单，且能够快速、可靠、平稳、安全地将导弹的尾罩滞留在发射筒内。
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公开(公告)号：CN113074579A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110246859.0
申请日：2021-03-05
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种导弹的尾罩滞留装置，涉及导弹发射技术领域，包括：发射筒；导向组件，其包括多个环形分布的导向件，所述导向件安装在所述发射筒内壁上，且所述导向件与所述发射筒的轴线平行；至少两个由吸能材料制成的缓冲条组，所述缓冲条组包括两个相背设置在所述导向件两侧的缓冲条，且所述缓冲条靠近所述导向件的上端设置；同时，所述导向件上至多设一所述缓冲条组。本申请结构简单，且能够快速、可靠、平稳、安全地将导弹的尾罩滞留在发射筒内。
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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：CN203285565U
公开(公告)日：2013-11-13
申请号：CN201320230671.8
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: 本实用新型提供一种抗冲击固冲发动机壳体连接支耳结构，包括壳体，在壳体后端等圆心角分布四个外连支耳，外连支耳包括耳体，耳体上有爆炸螺栓安装孔，耳体两侧的加强筋，在外连支耳的根部、耳体与加强筋结合处有吸振槽，加强筋上设计减重孔。所述的外连支耳的耳体板厚6mm，两侧的加强筋板厚5mm；所述的吸振槽宽5mm、深10mm，槽底为直径5mm圆弧。在所述的爆炸螺栓安装孔周围有定位孔连接支耳根部设计有应力吸振槽，缓冲冲击载荷。本实用新型的连接支耳连接强度高，能承受较大的冲击载荷，也能吸收冲击能量，减小薄壁壳体的应力和变形，并保护薄壁发动机壳体内的绝热层，防止因变形过大而损坏。本实用新型设计巧妙，简化了结构，有效了减轻消极重量。
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公开(公告)号：CN202596923U
公开(公告)日：2012-12-12
申请号：CN201220164854.X
申请日：2012-04-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本实用新型提供一种用于机载的固体火箭发动机壳体，包括柱段部分，柱段部分上的两个吊耳支座，前椭球体，前裙，前接头，后接头、电缆罩支座，边条翼支座，在壳体柱段部分上分布有壁厚加厚环，壁厚加厚环包括两个吊耳安装处的吊耳加厚环，两个吊耳之间的两个中部加厚环，接近尾部的尾部加厚环。所述的吊耳加厚环的厚度δ1＝4～4.5mm；中部加厚环的厚度δ2＝6～6.5mm；尾部加厚环的厚度δ3＝5.5～6.0mm。所述的中部加厚环的宽度H＝60～65mm，两个中部加厚环之间的距离L与挂架相匹配。所述的用于机载的固体火箭发动机壳体，在尾部加厚环的前侧设薄壁变形缓冲环；薄壁变形缓冲环的厚度δ4等于壳体壁厚。
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