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公开(公告)号：CN117869111A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410084103.4
申请日：2024-01-19
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明涉及适用于固体火箭发动机壳体级间热防护的绝热层搭接结构，包括：前壳体、后壳体、前绝热层、后绝热层、前药柱、后药柱；所述前壳体和后壳体为两段燃烧室壳体，前绝热层和后绝热层分别铺设在前壳体、后壳体上，并采用顺燃气流搭接形式，搭接位置采用模具一体化成型；前药柱和后药柱分别与前绝热层、后绝热层通过衬层胶粘接；前绝热层、后绝热层搭接位置采用“台阶”形式搭接，燃气流先流经的前绝热层位于搭接位置下方，径向靠近产品轴心，后绝热层位于搭接位置上方，径向靠近产品外壁。本发明结构简单，易于广泛应用于壳体级间绝热层搭接设计，经大量试验证明安全可靠，有利于对壳体级间对接结构的热防护。
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公开(公告)号：CN112459921B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202011272312.X
申请日：2020-11-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，该喷气装置包括喷管体、喉衬和堵盖，所述喷管体为壳体结构，包括圆筒段、以及圆筒段后端周向均匀排布的多个斜切斜置喷管，发动机燃气从斜切斜置喷管中排出，合成推力沿喷管体的轴线方向；所述喉衬粘结在斜切斜置喷管的入口处；所述堵盖粘结在喉衬的尾部。本发明中喷气装置及方法采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对后舱段造成破坏；喷管体结构采用斜切斜置喷管均匀布局，采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′，满足轴向合成推力高精度要求。
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公开(公告)号：CN110778418B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201910925956.5
申请日：2019-09-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种电点火头的固定保护盖，所述固定保护盖设置有容纳所述电点火头的内腔；所述固定保护盖的一端设置有内螺纹；所述固定保护盖的另一端设置有一圆形孔，所述电点火头的短接导线从所述圆形孔中穿出。本发明可以防止电点火头因发动机在运输或搬运过程中因颠簸振动或人为触碰而脱出，可以保护电点火头不受外界运输安装环境影响，提高了装置的整体安全性与可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111207006A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN201911257403.3
申请日：2019-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机大脱粘满装填装药结构，包括药柱1、绝热层2以及燃烧室壳体3；所述燃烧室壳体3内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层2与燃烧室壳体3真空粘接；已粘接的绝热层2内表面进行打毛处理并均匀抛涂衬层和粘结剂，所述药柱1选用丁羟复合推进剂采用真空贴壁浇注方式固化成型。本发明在固体发动机壳体内粘贴绝热层，绝热层采用大脱粘变厚度设计，燃烧室装药采用贴壁浇注、近满装填形式，装填比≥99％。本发明可有效改善固体火箭发动机工作过程中药柱的温度应力及粘结界面应力，提高发动机装药装填系数，提高发动机冲质比以及内弹道性能，有利于提高飞行器性能。
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公开(公告)号：CN111090936A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911285958.9
申请日：2019-12-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Inventor： 王磊 , 毛成立 , 张海波 , 娄永春 , 尹胜杰 , 阳洁 , 张鲁 , 张峪 , 王昌茂 , 韩富强 , 纪晓婷 , 陈俊 , 王蓬勃 , 方冰 , 徐秋丽 , 乌日娜 , 王一奇 , 王伟良
Abstract: 本发明公开了一种燃气发生器多级点火性能匹配性仿真计算方法，包括：根据待求解燃气发生器的参数，构建n+5维向量：确定n+5维向量的微分表达形式，并构建常微分方程组；采用自适应步长的Runge-Kutta计算方法，对常微分方程组进行求解，得到各推进剂燃烧掉的肉厚、燃烧室压强、喉部半径、质量流率随发动机工作时间变化的曲线。本发明能够对多种推进剂(包含发动机主装药和点火药)共同燃烧情况下，进行精确的内弹道仿真计算。
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公开(公告)号：CN110778418A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201910925956.5
申请日：2019-09-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种电点火头的固定保护盖，所述固定保护盖设置有容纳所述电点火头的内腔；所述固定保护盖的一端设置有内螺纹；所述固定保护盖的另一端设置有一圆形孔，所述电点火头的短接导线从所述圆形孔中穿出。本发明可以防止电点火头因发动机在运输或搬运过程中因颠簸振动或人为触碰而脱出，可以保护电点火头不受外界运输安装环境影响，提高了装置的整体安全性与可靠性。
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公开(公告)号：CN106596108A
公开(公告)日：2017-04-26
申请号：CN201610972162.0
申请日：2016-11-04
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明为一种可快速装配式斜喷管固体火箭发动机试验架，通过动架和定架通过V型限位机构进行配合，在保证发动机主推力测试方向自由度的前提下，实现了其它方向的限位；动架两端为V型斜口设计，保证表面足够光滑；定架立柱上装配上下支撑滚轮，上下支撑滚轮表面呈V型分布，与动架V型斜口配合安装；动架上端面可安装固定试验发动机，保证试验发动机斜喷管轴线平行于平台表面，且位于动架中心切面内；推力支架安装在动架前端面中心位置，可保证试验发动机主推力轴线与推力支架承力点轴线重合；静架底板设计有与地面静止试验台体配合的定位突台。
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公开(公告)号：CN204493010U
公开(公告)日：2015-07-22
申请号：CN201420767302.7
申请日：2014-12-09
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构，包括：喉衬、背衬、尾衬、柱段缠绕件；背衬与尾衬的组合形式作为喉衬的热防护结构；背衬与尾衬采用两种不同的非金属材料；喉衬前段伸出一截嵌入柱段衬里与背衬之间；喉衬、背衬、尾衬、柱段衬里可靠粘接成为一个组件；组件外壁面通过柱段缠绕件加工成为一个整体。本实用新型的固体火箭发动机尾喷管喉衬的复合背衬结构在固体火箭发动机长时间的工作中，采用两种不同材料的背衬与尾衬同时作喉衬的热防护结构，并在外壁面均匀缠绕一层柱段缠绕件，可靠地完成了固体火箭发动机长时间工作过程中尾喷管的热防护要求，提高了尾喷管在发动机工作过程中的热防护性，保证了尾喷管结构整体性。
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