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公开(公告)号：CN114230347A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111596618.5
申请日：2021-12-24
Applicant: 华中科技大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: C04B35/573 , C04B35/577 , C04B35/56 , C04B35/622 , C04B35/628
Abstract: 本发明属于高温陶瓷基复合材相关技术领域，并公开了一种连续纤维增强ZrC/SiC复合零件的制备方法及产品。其具体步骤包括：S1采用增材制造技术制备连续纤维增强树脂初坯；S2将该初坯进行热解碳化获得碳初坯；S3在制得的碳初坯中碳纤维表面生成保护层保护连续纤维；S4将碳初坯在热固性酚醛树脂溶液中进行浸渗，固化，然后再次热解碳化进行增密；S5重复步骤S4多次获得最终的碳预制体，将该碳预制体进行Zr‑Si反应烧结，使得其中的热解碳与Zr‑Si发生反应生成ZrC‑SiC，以此获得连续纤维增强ZrC/SiC复合材料零件。通过本发明，解决SiC产品不耐高温以及碳纤维增强ZrC中成分结构分布不均的问题。
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公开(公告)号：CN106050477B
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201610623732.5
申请日：2016-07-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法，所述喷管包括轴对称回转体结构部件：收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬为组合式喉衬，由多块喉衬块采用台阶式衔接密封组合而成。本发明通过将喉衬由整体式喉衬分割为特定结构形式的若干喉衬块，两两之间通过装配工艺衔接密封成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。可以有效地节约原材料，工艺制备及加工成本也得以降低；同时由于单独的喉衬块尺寸减小，厚度减薄，使得渗碳较为均匀，产品的质量一致性更容易保证。
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公开(公告)号：CN109707539A
公开(公告)日：2019-05-03
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：CN107120211B
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201710410741.0
申请日：2017-06-04
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了种四级固体发动机点火装置，包括点火器、点火药盒、第一级点火发动机和第二级点火发动机，其特征在于，所述点火器点燃点火药盒，所述点火药盒点燃第一级点火发动机，所述第一级点火发动机点燃第二级点火发动机，所述第二级点火发动机点燃主发动机，所述第一级点火发动机和第二级点火发动机均与顶盖密封连接，所述第二级点火发动机通过其装药燃烧室的壳体的一端的开口部位与顶盖连接，所述顶盖为椭球型。本发明通过改顶盖为椭球型，与顶盖连接的开口部位的开口直径小于所述壳体柱段内径，顶盖与主发动机采用双头螺柱自锁螺母连接，采用双O型圈密封结构，增加承载能力的裕度，提高壳体强度和密封可靠性。
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公开(公告)号：CN107842444A
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201610854407.X
申请日：2016-09-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/60
CPC classification number: F02K9/60
Abstract: 本发明公开了一种液体姿控发动机摇摆装置，包括常平座、伺服机构，所述常平座包括带动推力室摆动的转动部件，所述常平座内部设置有输送流体的流道，所述的流道贯穿通过所述的转动部件。本发明通过取消摇摆软管，在常平座内部设置输送流体的流道替代摇摆软管，实现其输送流体和承受位移变形的功能，使得摇摆装置的结构变得简单、空间尺寸减小、响应速度加快；同时减小了发动机总体结构布局难度。通过密封结构设计，圆形转动轴承座流道和包络形十字转动轴流道流的配合设计，满足了流体输送不允许泄露的要求；流道可以设置n条(n为自然数)，以实现摇摆装置的多种介质输送功能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106870162A
公开(公告)日：2017-06-20
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
CPC classification number: 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：CN106050477A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610623732.5
申请日：2016-07-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的组合式喉衬喷管及制造方法，所述喷管包括轴对称回转体结构部件：收敛段绝热层、喉衬、背衬、扩散段绝热层、喷管壳体，所述各部件之间以轴向圆柱面及端面构成的台阶互相衔接密封组装成喷管，所述喉衬为组合式喉衬，由多块喉衬块采用台阶式衔接密封组合而成。本发明通过将喉衬由整体式喉衬分割为特定结构形式的若干喉衬块，两两之间通过装配工艺衔接密封成型为组合式喉衬，再与喷管其它轴对称回转体结构部件按照现有的相应的装配方式组装成喷管。可以有效地节约原材料，工艺制备及加工成本也得以降低；同时由于单独的喉衬块尺寸减小，厚度减薄，使得渗碳较为均匀，产品的质量一致性更容易保证。
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公开(公告)号：CN113895054B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111137743.X
申请日：2021-09-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种复合材料壳体成型方法，先在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；再取出缠绕层内腔的芯模，在缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。该复合材料壳体成型方法先成型缠绕层再成型绝热层，突破了现有复合材料壳体成型技术的固定流程，解除了绝热层硫化温度对缠绕层固化温度的限制，能够拓宽缠绕层树脂的选择范围，极大地提升了复合材料壳体的耐热性。
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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：CN109681345B
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201811625494.7
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种超大型固体火箭发动机分段式复合材料壳体，其特征在于，其包括壳体本体，壳体本体的两端均开设有开口，壳体本体由多个预制件组装而成，多个预制件包括中间段以及分别连接于中间段两端的前封头段和后封头段，两个开口分别设于前封头段和后封头段；相互连接的中间段与前封头段的端面为相互配合的企口结构，且相互连接的中间段与后封头段的端面为相互配合的企口结构。
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