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公开(公告)号：CN107642435A
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201611165061.9
申请日：2016-12-16
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机，包括燃烧室、弹簧、移动绝缘板、电控固体推进剂药柱、共面电极、绝热层、喷管和接线柱；电控固体推进剂药柱的装药结构为圆管型，利用弹簧的弹力作用推动药柱；共面电极与电控固体推进剂药柱燃烧端面接触；所述的共面电极包括两个完全相同的多孔电极，所述两多孔电极分别接电源两端，在两多孔电极之间加载一定电压，发动机可实现点火；切断电源，发动机主动熄火；发动机可实现连续性多次启动。通过改变加载在两多孔电极之间的电压大小，可实现对发动机推力的主动、实时控制。本发明可取代液体姿轨控及末修发动机，应用于航天器要求发动机具有多次启动、推力可调的动力装置或辅助动力装置。
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公开(公告)号：CN107620652A
公开(公告)日：2018-01-23
申请号：CN201610961515.7
申请日：2016-10-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种多脉冲推力可调固体推进器，包括电控固体推进剂单元、外电极、内电极、绝缘层、绝热层、燃烧室、喷管；所述燃烧室内设置有外电极；所述外电极是在一个整体金属圆柱体的基础上，均匀布置多个圆孔空间，用于分别放置多个圆管状的电控固体推进剂单元；所述内电极由多根金属圆柱体组成，分别嵌入对应的多个圆管状电控固体推进剂单元内，每个电控固体推进剂单元分别与外电极和对应的内电极紧密接触。本发明的每个内电极与外电极连接组成1个控制电路，通过控制各个电路的通断，进而控制各个电控固体推进剂单元的点火、燃烧和熄火。制内、外电极两端的电压大小，进而控制每个推进剂单元的燃烧速率，使得在每个工作脉冲内，推进器的推力是可调的。
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公开(公告)号：CN106267630A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201510550576.X
申请日：2015-09-01
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: A62C5/00
Abstract: 本发明是一种消防抑爆设备领域的喷粉灭火器用非储压式低温燃气发生器。它由胆体组件、底座与密封组件和启动组件组成，胆体组件的外胆上设置有拉瓦尔喷管式排气孔，外胆与内胆之间设置有不可逆吸水性防潮剂，底座与密封组件连接外胆和内胆；底座与密封组件中采用胆体堵头挤压密封堵头方式的压变密封垫。启动组件的内胆中设置的燃气发生剂是一种低温型固体燃气发生剂，启动组件的启动器采用中心启动方式。它利用启动器射流直射低温型固体燃气发生剂和喷粉灭火器喷洒出超细干粉灭火介质的方式实现快速灭火，实现对闪燃和闪爆的瞬时抑制。本发明具有启动性能可靠、触发延滞期短、化学反应温度低、成气性能较高、释放气体无毒、启动器瞬间触发等优点。
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公开(公告)号：CN118934335A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411277179.5
申请日：2024-09-12
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K7/10
Abstract: 本发明涉及一种并联式多脉冲发动机，包括点火顶盖和喷管组件，所述点火顶盖与所述喷管组件之间由内至外依次设置至少三级相互独立的燃烧室，每级燃烧室内部设有药柱，每级燃烧室的前端与所述点火顶盖密封固定连接，所述点火顶盖上分别设有与每级燃烧室内部连通的点火孔，每级燃烧室的后端设有级间隔板，所述级间隔板上对应固定有膜片。本发明将各级燃烧室并联设置，各级药柱放置在相互独立的各级燃烧室内，通过控制各级药柱的点火时间间隔和次序，实现发动机多级推力组合，极大的提高了飞行器的机动性能。
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公开(公告)号：CN116066261A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202310173366.8
申请日：2023-02-24
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机长尾喷管及其外绝热装置，外绝热装置包括前支撑架、后支撑架、内绝热筒和外绝热筒；前支撑架设有长尾喷管前段安装孔，长尾喷管前段安装孔的外侧设有内绝热筒前端安装槽和外绝热筒前端安装槽；后支撑架设有长尾喷管后段安装孔，长尾喷管后段安装孔的外侧设有内绝热筒后端安装槽和外绝热筒后端安装槽；长尾喷管后段安装孔的外侧沿轴向设有内挡板和外挡板；内绝热筒的两端分别与内绝热筒前端安装槽和内绝热筒后端安装槽连接；外绝热筒的两端分别与外绝热筒前端安装槽和外绝热筒后端安装槽连接。本发明中的外绝热装置结构简单、消极质量低、绝热性能好，易于粘接成型、环境适应性好、可有效限位、防止火焰及热流回流。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112128023A
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN202010916483.5
申请日：2020-09-03
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种小型固体火箭发动机喷管堵盖，包括喷管堵盖支撑件和喷管堵盖结构件，所述喷管堵盖支撑件包括圆台和台阶，所述喷管堵盖结构件为填充于填充空间中被固化的高分子材料中的一种或几种，其中：所述圆台侧面与喷管扩张段内侧面紧密贴合；所述台阶设置于圆台的长直径端面；所述填充空间由圆台长直径端面、台阶侧面和喷管扩张段内侧面包络组成，所述填充空间表面与台阶端面在同一平面上，所述高分子材料为具有界面粘接能力的凝胶状高分子材料，本发明还提供了一种小型固体火箭发动机喷管堵盖的制备方法。本发明的喷管堵盖结构简单、消极质量低、次生危害小、易于粘接、成品率高、密封可靠性高、堵盖打开压强一致性好、动态推力偏斜极小。
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公开(公告)号：CN107620652B
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201610961515.7
申请日：2016-10-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种多脉冲推力可调固体推进器，包括电控固体推进剂单元、外电极、内电极、绝缘层、绝热层、燃烧室、喷管；所述燃烧室内设置有外电极；所述外电极是在一个整体金属圆柱体的基础上，均匀布置多个圆孔空间，用于分别放置多个圆管状的电控固体推进剂单元；所述内电极由多根金属圆柱体组成，分别嵌入对应的多个圆管状电控固体推进剂单元内，每个电控固体推进剂单元分别与外电极和对应的内电极紧密接触。本发明的每个内电极与外电极连接组成1个控制电路，通过控制各个电路的通断，进而控制各个电控固体推进剂单元的点火、燃烧和熄火。制内、外电极两端的电压大小，进而控制每个推进剂单元的燃烧速率，使得在每个工作脉冲内，推进器的推力是可调的。
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公开(公告)号：CN109763916B
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201810462004.X
申请日：2018-05-15
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其喷管扩张段为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段的外表面依次设有第一、第二、第三台阶；喷管壳体套装于喷管扩张段外，喷管壳体内腔有第一、第二、第三台阶槽；分别与喷管扩张段的第一、第二、第三台阶相适配；喷管扩张段的第一台阶与喷管壳体的第一台阶槽之间有密封剂；喷管扩张段的第二台阶设有凹环形安装槽；挡环装于凹环形安装槽中，与喷管壳体组成螺纹副。本发明能够适用于几乎所有小型固体火箭发动机喷管组件的连接；尤其为解决诸如结构空间受限、需要承受较大冲击及较高耐候、耐温度冲击性能要求等问题的喷管组件连接结构提供一种可靠性高、结构简单紧凑、加工工艺简便的连接方式。
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公开(公告)号：CN215951119U
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202120428685.5
申请日：2021-02-26
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本实用新型公开了一种可燃气体安全供给装置，惰性气体瓶出口与三通阀第一入口连接，可燃气体瓶出口与三通阀第二入口连接；密封罐包括端盖、罐体、进气管和出气管，罐体内部装有隔绝液，罐体与端盖连接实现密封，进气管固定安装于密封罐上，第一端与三通阀出口连接，第二端插入隔绝液液面以下，出气管固定安装于密封罐上，第一端位于罐体内部隔绝液液面以上位置，第二端通向可燃气体消除试验设备。本发明采用进气口低、出气口高及隔绝液的设计有效防止回火，避免爆炸；密封罐配合惰性气体进气管路及可燃气体进气管路，避免了可燃气体与空气的混合，提高使用安全性，降低了研制成本，用于模拟运载火箭可燃气体排放系统，开展可燃气体消除试验研究。
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公开(公告)号：CN213632706U
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202023114233.4
申请日：2020-12-22
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本实用新型公开了一种模拟淋雨试验装置，包括机架，所述机架的底部设置试验平台，所述机架的顶部设有储水箱，所述储水箱的底部分布多个滴水孔，所述滴水孔中插有滴水针，所述储水箱通过水管与供水系统连接，所述储水箱连接有水压调节系统。本实用新型可以形成雨量大小可调的模拟降雨，待雨量稳定后用量雨器测定雨量大小，以确认达到指定的淋雨试验条件，在此淋雨条件下进行金属粒子发生器淋雨试验，以考察金属粒子发生器暴露在淋雨环境下的工作性能。
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