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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：CN109707534A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811628188.9
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种径向隔层式双脉冲发动机，包括第二燃烧室壳体、软质隔层、第一燃烧室壳体、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置、喷管：第二燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层将第二燃烧室壳体内腔分隔成第一燃烧室和第二燃烧室；第一燃烧室壳体固设于第一燃烧室内，其设有挡药板和底板，挡药板上开设有第一孔，底板上开设有第二孔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱，第一药柱设有内孔，第一药柱固设于第一燃烧室壳体内且内孔两端分别与第一孔和第二孔连通；第二脉冲药柱组件包括粘接在第二燃烧室壳体内壁的绝热层和填充于绝热层与软质隔层之间的第二药柱；点火装置和喷管分设于前开口和后开口处。本发明空间利用率高。
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公开(公告)号：CN111072435B
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN201911310689.7
申请日：2019-12-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: C06B21/00
Abstract: 本发明公开了一种失效推进剂的处理装置及处理方法，涉及失效推进剂处理技术领域，该处理装置包括降解机构，其包括内壁具有失效推进剂的发动机燃烧室，发动机燃烧室顶部连接第一转接工装，其底部连接第二转接工装；发动机燃烧室内设有搅拌机构；沉降机构，其包括沉降罐，沉降罐与发动机燃烧室连通；回收机构，其包括降解液回收罐，降解液回收罐通过第一导液管与沉降罐连通；循环机构，其包括循环泵，循环泵的入口与降解液回收罐连通，循环泵的出口与储液罐连通，储液罐与发动机燃烧室连通。本发明的失效推进剂的处理装置，以发动机燃烧室作为降解室，通过降解液将失效推进剂的长链大分子进行断链，实现失效推进剂的安全拆解和有用物质回收。
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公开(公告)号：CN109653900B
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201811450477.4
申请日：2018-11-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法，先浇注成型推进剂药柱，再将推进剂药柱、软质隔层、喷管和前接头组装成初始燃烧室，然后将缠绕成型装置的缠绕轴装配到初始燃烧室上形成缠绕芯模，缠绕成型装置预设有一成型空间，将缠绕芯模竖直的安装于成型空间内，使得缠绕轴竖直放置，对缠绕芯模进行缠绕成型得到装药燃烧室。立式缠绕成型时，初始燃烧室的重力作用线与缠绕轴的中心线同轴，解决了缠绕轴刚度不足导致的推进剂药柱损伤和发动机同轴度难以保证的难题。
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公开(公告)号：CN109723573A
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201811628177.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制备方法，该发动机包括燃烧室壳体、软质隔层、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置和喷管；燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层包括第一段和第二段，软质隔层将燃烧室壳体内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔和第二腔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱以及第一绝热层；第一药柱上开设有中心槽；第二脉冲药柱组件包括第二药柱以及第二绝热层；点火装置设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部，第二延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第二绝热层粘接；喷管设于后开口处。本发明第二延伸部与燃烧室壳体和第二绝热层粘接，大大降低了消极质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106979095A
公开(公告)日：2017-07-25
申请号：CN201710318775.7
申请日：2017-05-08
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明涉及一种整体成型的一体化喷管及其制造方法，包括喉衬、耐烧蚀层、隔热层、壳体承力层及固定于喉衬喉颈处的堵盖，所述喉衬外型面作为起始层面，耐烧蚀层、隔热层及壳体承力层依次由内向外整体成型为一体化喷管，所述的喉衬可以是整体结构的回转体，也可以是分块结构组合而成的回转体，所述喉衬为碳/碳复合材料喉衬。与现有技术相比，避免了传统喷管的复杂的零部件装配工艺，减少了喷管内部间隙，与传统的喉衬外壁轮廓为一段折线相比，喉衬外壁轮廓改为两段折线，使得喉衬的热应力水平大幅降低，利用上下游的折线角度，使作用在喉衬上、下游表面的合力相互抵消，降低了喉衬对内烧蚀层表面的作用力，提高了喷管的使用可靠性。
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公开(公告)号：CN106640424A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610985124.9
申请日：2016-10-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机燃烧室，其包括金属内壁、粘接层、非金属外壁、推进剂入口接头、推进剂出口接头、后端法兰、前端法兰、尾端承载板、前端承载板，非金属外壁通过粘结层与金属内壁形成整体，金属内壁外表面具有沿周向布置的多个冷却槽，前端承载板和尾端承载板分别与金属外壁前端外壁面和尾端外壁面形成环形空腔状的出口集合器和入口集合器，前端法兰和后端法兰分别与前端承载板和尾端承载板固定，并使得出口集合器和入口集合器形成封闭空腔，推进剂入口接头和推进剂出口接头分别连同入口集合器和出口集合器。本发明的燃烧室具有结构及成型工艺简单，操作方便，制造成本低，制造周期短的优点。
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公开(公告)号：CN111072435A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911310689.7
申请日：2019-12-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: C06B21/00
Abstract: 本发明公开了一种失效推进剂的处理装置及处理方法，涉及失效推进剂处理技术领域，该处理装置包括降解机构，其包括内壁具有失效推进剂的发动机燃烧室，发动机燃烧室顶部连接第一转接工装，其底部连接第二转接工装；发动机燃烧室内设有搅拌机构；沉降机构，其包括沉降罐，沉降罐与发动机燃烧室连通；回收机构，其包括降解液回收罐，降解液回收罐通过第一导液管与沉降罐连通；循环机构，其包括循环泵，循环泵的入口与降解液回收罐连通，循环泵的出口与储液罐连通，储液罐与发动机燃烧室连通。本发明的失效推进剂的处理装置，以发动机燃烧室作为降解室，通过降解液将失效推进剂的长链大分子进行断链，实现失效推进剂的安全拆解和有用物质回收。
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公开(公告)号：CN107084074B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710370700.3
申请日：2017-05-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种高性能侧置喷管固体火箭发动机，包括燃烧室壳体为空心圆柱体的装药燃烧室、点火装置和喷管，其特征在于，所述喷管固定密封安装于燃烧室壳体外侧的开口处，所述喷管的轴线与燃烧室壳体的圆柱体轴线间的夹角为10°～90°。通过喷管侧置解决了固体火箭发动机在小的的使用结构空间内实现大推力、大总冲的需求，通过设计异形喷管壳体解决了喷管侧置的密封安装问题，通过设计异形喷管喉衬解决了喷管侧置带来的装药燃烧室内燃气形成贴壁流动，对喷管密封安装结构处的烧蚀、冲刷带来了根本性的改善，使得喷管密封安装结构处的防热、受力、连接密封设计可靠性提高，保证发动机工作结构完整性，内弹道到性能的一致性。
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公开(公告)号：CN106930865B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201710115454.7
申请日：2017-02-24
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
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