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公开(公告)号：CN103867761A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201210539466.X
申请日：2012-12-14
Applicant: 上海新力动力设备研究所
CPC classification number: F16K15/144 , F16L59/161
Abstract: 本发明提出了一种高温高压耐冲刷热燃气单向阀，包括：阀芯膜片、阀芯支架、阀芯膜片隔热层、上游壳体、下游壳体、上游隔热层、阀芯隔热层、下游隔热层、密封圈；所述上游壳体和下游壳体之间通过螺钉刚性连接，形成一个中空结构，接口处安装有密封圈；所述上游壳体内表面粘结有上游隔热层；所述下游壳体内表面粘结有下游隔热层；所述阀芯支架垂直固定在所述中空结构内壁，所述阀芯支架上具有通气孔，燃气通过所述通气孔在中空结构内流动；所述阀芯膜片位于所述阀芯支架背向燃气流向方向表面；所述阀芯膜片隔热层位于所述阀芯膜片的表面。本发明结构简单，能够满足抗冲刷热燃气环境下单向阀的技术要求，提高了固体燃烧剂燃气系统的性能。
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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：CN113847167B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202111012482.9
申请日：2021-08-31
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，包括：基座、线夹座、线夹和螺钉；基座本体外部轮廓采用变截面圆柱形螺纹连接设计结构，顶部设计六面体结构，六面体结构同一水平面内设计六个均布通孔，基座本体中间设计贯穿通道；线夹中部设计供点火装置导线走线的圆弧形凹槽，两端设计通孔；线夹座为带台阶的开口圆环结构，线夹座底部安装于基座本体中间通道中，并通过连接螺钉与基座相连，线夹座顶部通过连接螺钉与线夹相连。当点火装置导线穿过基座的中间通道后，通过线夹座、线夹和螺钉实现对点火装置导线的径向压紧，从而达到对点火装置导线的有效可靠固定。本发明提高了某型号固体火箭发动机点火装置的环境适应性以及工作可靠性。
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公开(公告)号：CN114309977A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111592498.1
申请日：2021-12-23
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: B23K26/38 , B23K26/382 , B23K26/70
Abstract: 本发明涉及一种超高强度多孔薄壁蒙皮激光切割方法，解决由于旋压、热处理工艺等原因导致激光切割后蒙皮圆柱面上的径向燃气通道孔、螺钉孔间的环向间距以及孔径大小变化较大，给蒙皮装配带来燃气通道孔环向包覆不到位、贯穿缝两侧的螺钉无法拧入的难题。蒙皮激光切割工艺方法采用分步激光切割成型，工步一：第一次装夹卧式切割贯穿缝及轴向总长，工步二：第二次装夹立式切割径向燃气通道孔及螺钉孔，第二次装夹时采用定型工装、压紧工装及拉紧工装配合。通过分次装夹、分步加工，使得蒙皮上的径向燃气通道孔、螺钉孔与轨控装置之间的孔位偏差不受旋压后内径、热处理后圆度等影响，大大提高了环向孔的装配精度，极大提高了蒙皮的质量合格率。
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公开(公告)号：CN113847167A
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202111012482.9
申请日：2021-08-31
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 一种固体火箭发动机点火装置导线固线组合机构，包括：基座、线夹座、线夹和螺钉；基座本体外部轮廓采用变截面圆柱形螺纹连接设计结构，顶部设计六面体结构，六面体结构同一水平面内设计六个均布通孔，基座本体中间设计贯穿通道；线夹中部设计供点火装置导线走线的圆弧形凹槽，两端设计通孔；线夹座为带台阶的开口圆环结构，线夹座底部安装于基座本体中间通道中，并通过连接螺钉与基座相连，线夹座顶部通过连接螺钉与线夹相连。当点火装置导线穿过基座的中间通道后，通过线夹座、线夹和螺钉实现对点火装置导线的径向压紧，从而达到对点火装置导线的有效可靠固定。本发明提高了某型号固体火箭发动机点火装置的环境适应性以及工作可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111365144A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010129608.X
申请日：2020-02-28
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种柔性接头及采用该柔性接头的固体火箭发动机喷管，柔性接头包括活动体、固定体、弹性件、增强件，活动体位于柔性接头的最内侧，为中空球环形结构，弹性件与增强件交替分布在活动体外侧，固定体位于柔性接头的最外侧，所述弹性件为硅橡胶，活动体、固定体、增强件与作为弹性件的硅橡胶料采用热塑硫化工艺形成一体结构。本发明柔性接头的结构增大弹性件与增强件之间的粘接面积，提高了粘接力；增加了增强件体积，降低摆动过程中应力分布集中，增加了固体火箭发动机喷管在高压大摆角下的疲劳寿命。
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公开(公告)号：CN106762229A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201610964868.2
申请日：2016-11-04
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/96
CPC classification number: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种双脉冲导弹发动机防堵塞尾部测压结构，包括双脉冲导弹尾部结构形状与弯折型测压孔和测压接口结构形状。通过弯折型测压孔结构减少随高温燃气进入测压通道的固体颗粒物，避免测压通道被颗粒物堵塞，保证发动机工作过程中压力测试的稳定性。本发明由于采用了此结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：根据现有的双脉冲导弹发动机工作特点，适应性设计了发动机测压结构，保证了测压结构在发动机工作过程中实现有效测压的同时不会被高温燃气中的固体颗粒物堵塞，提高了双脉冲发动机尾部压力数据测试和采集的稳定性与可靠性。
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公开(公告)号：CN103867341B
公开(公告)日：2016-07-13
申请号：CN201210539746.0
申请日：2012-12-14
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/84
Abstract: 本发明提供一种小型固体火箭发动机球窝摆动喷管空间矢量抗扭装置，包括：喷管固定体、周向上位于所述喷管固定体内侧的喷管活动体、位于所述喷管活动体靠近喷管固定体一端的活动体支耳、套接在所述喷管固定体外侧的固定体支架、所述固定体支架上具有固定体支耳、一端固定于所述固定体支耳，另一端固定于所述活动体支耳的抗扭弹簧。本发明的球窝摆动喷管空间矢量抗扭装置结构简单、重量轻、工作可靠、摆动喷管附加力矩小等特点；并保证了球窝摆动喷管在安装、存放、转运过程中的结构稳定可靠，在提高了球窝摆动喷管性能的同时，由于采用的是金属抗扭结构，其温度使用范围较橡胶抗扭结构有更大实用性，还提高了球窝摆动喷管的工艺可靠性。
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公开(公告)号：CN105736719A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410744700.1
申请日：2014-12-09
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明一种膏体推进剂高压高安全输料阀结构，其输料阀壳体一端为膏体推进剂介质入口，与推进剂贮箱侧连接，一端为控制气接头，与控制气连接，通过内螺纹与接头外螺纹通过螺纹连接，在阀门位置加工流量控制腔；接头内部加工膏体推进剂介质通道，上游侧通过螺纹与壳体连接，中心加工接头对接锥口，另一侧与推进剂输送下游连接；阀芯位于壳体内部，一端与壳体组成控制气室，密封采用密封圈两道密封，一端镶嵌阀头，在靠近膏体推进剂介质侧外侧加工形成间隙，设置挡圈位置，安装挡圈，在挡圈安装位置和密封圈安装位置之间加工形成缓冲腔；阀头材料采用聚酰亚胺整体加工而成，加工中心孔，一端加工阀头对接球头，通过阀头对接球头与接头对接锥口匹配。
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公开(公告)号：CN105736185A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201410744508.2
申请日：2014-12-09
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明的固体火箭发动机喷管扩散段对半螺纹连接结构，包括：扩散段本体和半螺纹连接副；所述半螺纹连接副由一对半螺纹连接件组成；所述一对半螺纹连接件由一个完整的带有外螺纹、一端收口结构件对半切割而成；所述半螺纹连接副位于所述扩散段本体外起连接作用。该固体火箭发动机喷管扩散段对半螺纹连接结构在所给质量和体积范围内，满足总体对总重量的基本要求，保证发动机工作可靠性和结构安全性，解决了扩散段轴向刚性连接受力要求，提高了扩散段热载荷承受能力，增加了扩散段轴向拉力，固体火箭发动机喷管扩散段对半螺纹连接结构能够满足固体火箭发动机工作时轴向受力要求，可靠性高。
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