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公开(公告)号：CN104696109A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663200.0
申请日：2013-12-10
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出口密封结构，包括：尾环、扩散段绝热层；扩散段绝热层位于尾喷管外表面；采用螺钉固定在所述扩散段绝热层与尾环；尾环径向具有一个底槽，所述底槽用于放置扩散段与舵机舱之间的密封的密封圈，从而对舱段间进行密封。本发明公开了一种固体火箭发动机尾喷管出口密封结构充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加出口处绝热层的厚度，提高了尾喷管工作可靠性；针对总体提出的可烧蚀燃气舵的设计，有效地进行了密封，对尾喷管出口火焰与舵机舱段内进行了隔离，保护了舵机舱段内的设备。
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公开(公告)号：CN104696106A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663459.5
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，包括燃烧室壳体，开口卡键，压板；燃烧室壳体，与封头采用开口卡键的连接结构形式；燃烧室壳体在圆周方向有一个底槽，将开口卡键置于底槽中，并通过端面方向的30个压板和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。本发明的固体火箭发动机开口卡键连接结构在轴向尺寸严格研制的情况下，最大化了装药空间，增加装药量，提高发动机总冲；在确定自由装填装药结构形式的前提下，简化了工艺过程，提高了装配效率。
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公开(公告)号：CN111927651B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202010700666.3
申请日：2020-07-20
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 一种固体火箭发动机复合壳体壁厚测量装置及方法，装置底座上安装轴向竖直平行的壳体定位柱和百分表安装柱，托盘通过螺钉锁定于壳体定位柱的任意位置处，壳体定位柱顶端安装测量定位头，百分表通过支架安装于百分表安装柱的顶端。测量前百分表与定位头接触调零，测量时将被测发动机壳体置于托盘上，通过调节托盘的上下位置确定发动机壳体的测量截面，通过旋转发动机壳体获取该测量截面的壁厚数据。本发明测量装置适用于大长径比筒状结构、硬绝热复合材质发动机复合壳体轴向和周向壁厚的连续测量，可准确判断发动机复合壳体不同截面的壁厚是否符合变壁厚设计要求，定量评价绝热层的成型质量，有效识别并分离缺陷产品，确保交付产品的工作可靠性。
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公开(公告)号：CN110977278B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN201911121274.5
申请日：2019-11-15
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: B23K37/04
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机壳体线缆罩支座焊接对接装置，所述装置包括：定位底座、定位板、后连接板、N个线缆罩支座和N组定位组件；定位板和后连接板分别设置在定位底座的左右两端，分别与定位底座垂直连接，并通过连接螺栓与定位底座连接固定；N组定位组件按照设定间隔距离设置在定位底座的工作面上；线缆罩支座设置在定位组件压下方，通过定位组件压紧在发动机壳体上。本发明可以在发动机壳体焊接线缆罩支座时，一次性、快速、准确的固定多个线缆罩支座，降低了线缆罩支座在焊接前单个划线对接的误差，提高了线缆罩支座焊接位置的精度和装配效率，保证了发动机外部接口的互换性。
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公开(公告)号：CN110977278A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911121274.5
申请日：2019-11-15
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: B23K37/04
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机壳体线缆罩支座焊接对接装置，所述装置包括：定位底座、定位板、后连接板、N个线缆罩支座和N组定位组件；定位板和后连接板分别设置在定位底座的左右两端，分别与定位底座垂直连接，并通过连接螺栓与定位底座连接固定；N组定位组件按照设定间隔距离设置在定位底座的工作面上；线缆罩支座设置在定位组件压下方，通过定位组件压紧在发动机壳体上。本发明可以在发动机壳体焊接线缆罩支座时，一次性、快速、准确的固定多个线缆罩支座，降低了线缆罩支座在焊接前单个划线对接的误差，提高了线缆罩支座焊接位置的精度和装配效率，保证了发动机外部接口的互换性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106677924A
公开(公告)日：2017-05-17
申请号：CN201510745128.5
申请日：2015-11-06
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/32
CPC classification number: F02K9/32
Abstract: 本发明公开了一种框架支撑结构，包括蒙皮架和支座，通过手工氩弧焊进行焊接，巧妙的将蒙皮的支撑结构和电连接器的支撑结构结合在一起，同时向电缆罩提供了固定螺钉接口，简化了发动机的结构；所述框架支撑结构表面分布了10个螺纹孔，通过8个M4螺钉与蒙皮进行连接，2个M5螺钉与电缆罩进行连接，4个M2螺钉分别与2个电连接器进行连接；所述框架支撑结构通过4个M4螺钉连接于轨控发动机壳体支架上。本发明采用了一体化的框架支撑结构，在满足功能的基础上，简化了结构，降低了质量，从而提高了发动机的性能，同时简便的结构有利于发动机的装配。
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公开(公告)号：CN104696106B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201310663459.5
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 一种固体火箭发动机开口卡键连接结构，包括燃烧室壳体，开口卡键，压板；燃烧室壳体，与封头采用开口卡键的连接结构形式；燃烧室壳体在圆周方向有一个底槽，将开口卡键置于底槽中，并通过端面方向的30个压板和M4螺钉，与封头端面相应的螺纹连接，从而完成对二级药柱组合件轴向位置的固定。本发明的固体火箭发动机开口卡键连接结构在轴向尺寸严格研制的情况下，最大化了装药空间，增加装药量，提高发动机总冲；在确定自由装填装药结构形式的前提下，简化了工艺过程，提高了装配效率。
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公开(公告)号：CN104696105A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663296.0
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明的一种固体火箭发动机变厚度壳体，包括：旋压筒体，前段和后段；旋压筒体采用变厚度的结构形式；所述前段和后段焊接在旋压筒体的前后两端，旋压筒体上焊接有弹翼支耳；弹翼支耳的焊接面上布置了壁厚0.5mm的整体补强。本发明的固体火箭发动机变厚度壳体保证了发动机工作时的结构强度，同时通过局部增厚段增加了发动机可靠性；通过加厚段对弹翼支耳焊接处进行了整体补强，保证了弹翼对弹翼支耳的外载要求；减少消极质量，提高原材料利用率，提高发动机质量比。
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公开(公告)号：CN104696104A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663583.1
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/32
Abstract: 一种固体火箭发动机挡环连接结构，包括燃烧室壳体，尾管壳体、挡环；燃烧室壳体后端有一段带内螺纹的直线段，并与尾管壳体采用轴向密封的结构形式；尾管壳体通过挡环对其进行轴向固定；挡环通过外螺纹与燃烧室壳体连接，从而实现了导弹发动机后段结构的可靠连接。本发明针对中部点火的设计，点火装置引出的四根电缆穿越尾管壳体上周向的四个小孔并与耐压接插件相连，可以保证线缆在总装过程中不发生扭转；可充分利用总体给出的外形结构尺寸，增加了密封结构处的轴向刚度，降低了内压导致的密封结构变形，提高了密封可靠性。
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公开(公告)号：CN104696103A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663168.6
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/32
Abstract: 一种固体火箭发动机弹翼支座焊接结构，包括本体和位于本体下端面的底槽；本体包括底座和耳柱；耳柱与底座通过一个台阶面连接；耳柱通过其第一端面作为弹翼的安装面，并将弹翼安装在耳柱中间的轴向槽中；与第一端面相对的第二端面为为凹形的弧面，第二端面的直径与燃烧室壳体的直径相同；通过第二端面两条直边与所述燃烧室壳体焊接实现弹翼支座与燃烧室壳体的连接；第二端面具有一个贯穿所述第二端面的底槽，所述底槽平行于第二端面与燃烧室壳体之间的焊缝。由于本发明采用了此焊接结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：减少焊接造成的残余热应力，防止裂纹的产生，提高弹翼支座结构强度；提高手工氩弧焊的合格率，优化工艺过程。
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