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公开(公告)号：CN109628053B
公开(公告)日：2021-05-18
申请号：CN201811392460.8
申请日：2018-11-21
Applicant: 湖北三江航天江河化工科技有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: C09J175/14 , C09J11/04 , C09J11/06 , C09J11/08 , C08G18/32 , C08G18/42 , C08G18/69 , C08G18/75 , C08G18/76
Abstract: 一种可燃衬层配方，包含重量份计算的原料：基胶为丁羟胶，100份；固化剂，15‑20份；交联剂，0.3‑2份；填料，8‑12份；增塑剂，4‑6份；催化剂，0.8‑1.2份；防老剂，0.5‑0.7份；助燃剂，5‑15份。本发明的可燃衬层各项性能满足发动机衬层材料性能指标，且工艺性能满足衬层制作工艺要求；发动机工作时衬层能够随推进剂一同燃烧，对发动机正常工作无影响。
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公开(公告)号：CN112324594A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011233161.7
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，试验设备用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧；包括：壳体；顶盖，其盖设在壳体上；填充结构，其贴合设置在壳体的内壁上，并与壳体形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；点火装置，其设于壳体上，且位于燃烧室的底部，用于接收点火指令并点燃燃烧室中待测的推进剂；喷管，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置，其安装在顶盖上，并与燃烧室连通；泄压装置的侧壁上开设有测压孔；测压传感器，其安装在测压孔上，并在推进剂在燃烧室中燃烧时，采集燃烧室的工作压强。本申请实施例以解决相关技术中推进剂燃烧试验成本高、周期长的弊端。
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公开(公告)号：CN112013004A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010820116.5
申请日：2020-08-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种复合材料接头的连接结构，包括复合材料接头本体和金属嵌件；复合材料接头本体端面设有供外部连接件穿过的安装孔；金属嵌件的外底面和外侧面完全包裹在复合材料接头本体中，金属嵌件外顶面开有用于与外部连接件连接的螺纹孔。本发明通过将具有螺纹孔的金属嵌件埋入复合材料接头本体中，外部连接件通过金属嵌件上的螺纹孔实现与复合材料接头的连接，可以避免复合材料接头本体螺纹强度低和不耐磨损等缺点，且承载能力更强，保证了复合材料接头与外部连接件在反复拆装过程中不会损坏复合材料接头本体。
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公开(公告)号：CN111779593A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010518436.5
申请日：2020-06-09
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，固体火箭发动机壳体包括缠绕层、绝热结构、多个光纤和多个传感器，绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；缠绕层缠绕于绝热结构外。多个光纤沿绝热结构的外圆周方向间隔布置，光纤与绝热结构粘接在一起，光纤包括引出端和嵌入端，引出端伸出绝热结构外，嵌入端沿绝热结构的母线方向延伸至嵌设于光路通道内，并伸入装药空间内；光纤的嵌入端连接有传感器，传感器用于监测所述推进剂药柱(装药界面或者药柱内部)。固体火箭发动机包括固体火箭发动机壳体和填充于装药空间内的推进剂药柱。
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公开(公告)号：CN109989852B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201910252142.X
申请日：2019-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明公开了一种装药燃烧室壳体的成型方法，装药燃烧室壳体包括外壳体和绝热层，绝热层设于外壳体的内表面，绝热层包括沿外壳体长度方向依次分布并相连的前封头绝热结构、柱段绝热结构和后封头绝热结构，其特征在于，成型方法包括以下步骤：提供缠绕芯模、封头模具和绝热料浆；在封头模具内喷涂绝热料浆，采用模压成型的方式制备前封头绝热结构和后封头绝热结构；将前封头绝热结构和后封头绝热结构均装配至缠绕芯模上；在缠绕芯模的外表面喷涂绝热料浆，形成柱段绝热结构；在绝热层的外表面缠绕纤维并形成外壳体；固化，形成装药燃烧室壳体。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117989021A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410139344.4
申请日：2024-01-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，涉及飞行器发动机技术领域。该封头绝热层包括连接的接头部和过渡段绝热层。接头部包括金属接头，金属接头的外表面设有第一绝热层，金属接头的内表面由里至外依次设有第二绝热层和第三绝热层，第一绝热层和第二绝热层由贴覆的绝热料片经硫化形成；第三绝热层与过渡段绝热层3采用绝热料浆固化一体成型。本申请的大尺寸固体发动机封头绝热层及其成型方法，通过第三绝热层和过渡段绝热层在室温下涂覆固化一体成型，避免绝热料片搭接，显著降低压机设备及工装的投入成本，降低大尺寸固体发动机封头绝热层的制作难度，还可适应各种形状和厚度的绝热层成型，提升绝热层的表观质量和成型精度。
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公开(公告)号：CN112324593B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202011233159.X
申请日：2020-11-06
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机模拟燃烧试验设备绝热结构，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。
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公开(公告)号：CN116146379A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202310322167.9
申请日：2023-03-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
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公开(公告)号：CN115898705A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211678746.9
申请日：2022-12-26
Applicant: 华中科技大学 , 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明属于固体发动机在线检测相关技术领域，其公开了用于燃面退移监测的柔性阵列传感器及其制备方法与应用，柔性阵列传感器呈条状，其包括聚合物薄膜衬底、上电阻阵列、下电阻阵列、单侧公用引线、单侧短引线及单侧长引线，上电阻阵列及下电阻阵列间隔设置在聚合物薄膜衬底上，两者并列；单侧公用引线、单侧长引线及单侧短引线分别设置在聚合物薄膜衬底上；上电阻阵列的两侧分别连接于单侧公用引线及单侧长引线，下电阻阵列的两侧分别连接于单侧公用引线及单侧短引线；使用时，单侧公用引线、单侧长引线及单侧短引线分别连接于电阻测量模块。本发明根据电阻发生变化实现对燃面位置的实时监控。
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公开(公告)号：CN115368711A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202210965788.4
申请日：2022-08-11
Applicant: 湖北航泰科技有限公司 , 湖北航天技术研究院总体设计所 , 武汉航泰航天科技有限公司
Abstract: 本发明涉及涉及一种强磁热效应快速固化环氧环氧树脂，其组分包括磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂，磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂的质量比例为(5‑40):100：(15‑150)；磁性纳米粒子具有强磁热效应，磁热熵为10‑50J/mol/K。本发明针对固体火箭发动机的特殊应用场景，对现有的环氧树脂进行改进，针对不宜加热的特殊环境进行研究开发，利用具有强磁热效应的纳米粒子，实现了在磁场的作用下，环氧树脂最短固化时间≤1h。本发明不依靠外在加热和电加热等常规加热方式，此方法能够适应于各种不宜安装加热装置的使用场景。因强磁热效应快速固化环氧树脂在较短时间内即实现较完全的固化，不存在后续的缓慢交联而导致材料变脆的问题。
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