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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：CN105736180A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410744469.6
申请日：2014-12-09
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种导弹固体发动机装药外端面的环向增燃结构；包括药柱、包覆套和衬层。药柱通过衬层与包覆套粘接，通过调节包覆套的长度实现药柱初始燃面的变化，使发动机能够满足总体提出的发动机初始推力指标要求。本发明由于采用了环向增燃结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：环向增燃结构易于测量与检测，同时消除了因复杂型面导致的药柱应力集中与裂纹，使发动机工作风险降低；能够在不损失药量的情况下，有效调节药柱的初始燃面，使发动机初始推力增加，从而保证了发动机的质量比。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116181521A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211706572.2
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，包括药柱，绝热层，燃烧室壳体；将所述燃烧室壳体内表面喷砂处理并均匀喷涂胶粘剂后与绝热层进行粘接，之后将绝热层内表面打毛并均匀喷涂衬层；采用真空贴壁浇注工艺将药柱整体固化于绝热层内表面，本发明的固体火箭发动机燃烧室装药结构采用变截面一体化设计，改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱成型工艺的复杂性，避免了组合式星孔药柱在过渡段成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，保证了装药结构完整性和内弹道性能，实现了导弹离架所需最小初始推力和导弹质心前置的特性需求，有效解决了导弹飞行失稳的问题，提高了导弹飞行可靠性，并在型号上得到成功应用。
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公开(公告)号：CN116025487A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211448937.6
申请日：2022-11-18
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机喷管壳体强度液压试验工装，属于固体火箭发动机领域；液压封头为轴向水平放置的壳体结构；喷管壳体与液压封头同轴对接；卡环设置在喷管壳体与液压封头的对接处，实现对喷管壳体和液压封头相对固定限位；喷管壳体轴向中部内壁为台阶结构；液压闷头同轴卡在喷管壳体内腔该台阶处；收敛环贴附在喷管壳体轴向指向液压封头一端的内壁；液压连接杆同轴设置在喷管壳体的轴线处；液压闷头的中心设置有通孔；液压连接杆的轴向一端与液压封头固连，液压连接杆的轴向另一端伸入液压闷头的通孔中；本发明在全面考核了喷管壳体结构性能的前提下，解決了喷管壳体液压试验后易变形的问题。
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公开(公告)号：CN110757876B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201910918608.5
申请日：2019-09-26
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明实施例提供了一种制备组件及制备超高固含量固体推进剂的方法。所述制备组件包括：冲头、药缸、底座和脱模容器，其中，脱模容器为带有内腔的柱状结构，底座为台阶形柱状结构，底座内嵌于脱模容器的内腔，且底座面积最小的一侧远离脱模容器。药缸为带有内腔、且两端开口的台阶形柱状结构，药缸的开口的一端包覆于底座面积最小的一侧的两个侧面，药缸和底座共同形成材料容器；冲头的横截面的直径与药缸的内腔直径相同，且冲头可嵌入于药缸的内腔；在制备组件的使用过程中，冲头、药缸、底座和脱模容器的中心轴线重合。本发明可以保证装药的成型质量及发动机燃烧稳定性，显著提升发动机能量水平及装填系数。
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公开(公告)号：CN110792529B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201910994515.0
申请日：2019-10-18
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/32 , C09D161/06 , C09D7/61 , C09D7/63
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机前封头内绝热层结构及其成型方法，实现了内绝热层内型面多台阶结构，内绝热层由如下方法制成：步骤一：根据内绝热层结构制作模具；步骤二：前封头内壁面喷砂处理；步骤三：配置液体绝热层；步骤四:前封头内倒入设定质量的液体绝热层；步骤五:将模具与前封头装配至设定位置，以保证绝热层设计厚度；步骤六：产品放入烘箱固化；步骤七：满足固化时间后，取出产品，降至常温后，取出模具，并对绝热层整形切削，得到设计的绝热层。本发明的绝热层尺寸控制精度高，质量一致性好，工艺简单，可满足各种不规则形状的内绝热层成型需要。
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公开(公告)号：CN111397438A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010182483.7
申请日：2020-03-16
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明中阐述的一种适用于燃气发生器的带支架包覆药柱结构，包括药柱、支架和包覆层；所述药柱为内外燃管型装药；所述支架通常采用金属或玻璃钢等非金属材料，形状为两端开口的薄壁圆柱型壳体，支架的柱面沿径向开有一定数量的通孔，用于将支架两侧药柱连接为整体，提高药柱的力学性能；所述包覆层用于将药柱两端进行包覆，起到限燃作用，从而使装药实现恒面燃烧特性。本发明相比于现有的包覆药柱结构，改善了包覆药柱的整体受力情况，当燃气发生器经历冲击、振动或公路运输等力学载荷时，能够增强包覆药柱的环境耐受力；同时，在燃气发生器工作过程中，能够提高包覆药柱承受内外压差的能力，保持包覆药柱的结构完整性。
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