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公开(公告)号：CN109441664A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811635726.7
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/32
Abstract: 本发明公开了一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层，涉及双脉冲固体火箭发动机技术领域。本发明设计的软质隔层包括锥体、套筒和连接套，锥体包括三元乙丙橡胶层和碳布层；套筒包括三元乙丙橡胶层、碳布层和碳纤维缠绕层；连接套一端与点火装置连接，另一端与套筒远离锥体的一端连接，实现了双脉冲发动机的脉冲隔离，通过锥体与一二脉冲的绝热层的粘接及连接套与点火装置的连接密封可实现一体化成型，该方法简化了一体化成型工艺，能有效减少消极质量，提高发动机质量比。
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公开(公告)号：CN106246412B
公开(公告)日：2018-03-13
申请号：CN201610866526.7
申请日：2016-09-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/64
Abstract: 本发明公开了一种喷注器边区冷却剂流量调节装置，主要包括中心筒、设置于中心筒外部的喷注器壳体、安装于中心筒内部的活动调节杆和安装在中心筒一个端部的堵冒，调节杆上设置有防松垫和防松螺母，中心筒分别与壳体端部、堵冒端部之间分别设置有密封垫片。中心筒与壳体之间形成环缝状的外圈冷却剂通道，中心筒与活动调节杆端部之间形成冷却剂流量调节区，中心筒侧壁上开有数个通入冷却剂的通孔。根据试验要求，通过调节活动调节杆行程的变化可调节边区冷却剂的流量。本发明结构合理，制作简单，操作方便，成本较低，能够满足喷注器边区流量调节的试验要求。
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公开(公告)号：CN106930865A
公开(公告)日：2017-07-07
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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公开(公告)号：CN202596924U
公开(公告)日：2012-12-12
申请号：CN201220164856.9
申请日：2012-04-18
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本实用新型提供一种固体火箭发动机的分段长尾喷管结构，包括喷管壳体、收敛段绝热层、喉衬、喷背衬绝热层、扩散段绝热层，其喷管壳体包括收敛段喷管壳体和扩散段喷管壳体，收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体采用螺纹连接方式。所述的收敛段喷管壳体的连接处有外螺纹，扩散段喷管壳体的连接处为空顶螺帽结构的内螺纹，收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体的对接端面上有O型圈环槽，安装O型圈。所述的收敛段喷管壳体与扩散段喷管壳体的螺纹连接处设径向紧固螺钉。本实用新型的喷管壳体通过分段的结构形式，使得尾管收敛段处所装部件的内径只需大于收敛段壳体外径即可完成装配，可以最大化利用喷管收敛段尾管处的空间。
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公开(公告)号：CN202360245U
公开(公告)日：2012-08-01
申请号：CN201120463477.5
申请日：2011-11-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本实用新型公开了一种发动机简化组合喷管结构，包括喷管壳体、喷管绝热层、收敛段、喉衬，其喷管绝热层嵌在壳体内，由壳体下游端台阶定位；喷管绝热层包括上游段、中间段和下游段；上游段至绝热层第一台阶内嵌装收敛段；中间段的锥角为5°～10°，由绝热层第一台阶至锥形台阶，中间段段嵌装喉衬；下游段作为喷管扩散段，由锥形台阶至喷管出口；收敛段与喉衬与绝热层下游段之间紧密结合。所述锥形台阶的锥度为70°～80°。本实用新型解决了现有喷管零部件较多、结构复杂，加工及装配费时耗力的问题，适用于固体火箭(冲压)发动机喷管结构。
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