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公开(公告)号：CN110539272A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910675397.7
申请日：2019-07-25
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: B25B27/00
Abstract: 本发明提供了一种适用于有限空间的软质密封圈拆卸末端执行机构，为解决有限空间内小型密封圈难以动手操作进行拆卸与更换的问题，本发明提供了适用于有限空间的软质密封圈拆卸末端执行机构，包括密封圈挤出钳、左拆卸勾和右拆卸勾。通过本发明的套拆卸末端执行机构可以方便拆卸狭窄空间内的小型软质密封圈，而不需要对已安装完毕的组件进行拆卸。在密封圈损坏的情况下，该套工装避免了拆装过程中对整体结构可能造成的密封性受损以及其他不良影响，为易受损密封圈的更换提供了便利条件，节约了时间成本，提升了整体结构可靠性。
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公开(公告)号：CN107630768B
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201710699645.2
申请日：2017-08-16
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供一种导弹发动机带热障涂层挡药板结构，包括双层镂空结构金属基体，喷涂于所述金属基体表面的热障涂层，所述热障涂层包括金属粘接层和隔热陶瓷层；所述金属基体的材料采用高强度钢；金属粘接层采用MCrAlY系合金,隔热陶瓷层材料采用纳米ZrO2团聚体粉末。
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公开(公告)号：CN119616724A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411715620.3
申请日：2024-11-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种安装于喷管收敛段的固体火箭发动机中部点火支架，包括点火器支架底座，点火器支架杆，点火器十字支架，海绵垫片，点火装置和螺钉。点火器支架底座外端面为弧面结构，用于与喷管收敛段粘接，中心处为螺纹孔结构，用于与点火器支架杆的一端进行螺纹连接；点火器支架杆的另一端为小圆盘结构，用于安装点火器十字支架；点火装置通过延伸到燃烧室中部的导线接收外部点火信号实现点火。本发明一种安装于喷管收敛段的固体火箭发动机中部点火支架结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是：在兼具安装、维修方便的同时，提高了点火药的能量利用率与点火可靠性；不占用发动机燃烧室头尾部空腔，提高装药量。
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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：CN117869128A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037290.0
申请日：2024-01-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于高性能固体火箭发动机喷管的双层背衬结构，包括尾管壳体、碳碳喉衬和双层背衬结构，上述部件均为轴对称回转结构部件；双层背衬结构为整体缠绕成型的结构件，其内层为碳纤维背衬层，外层为高硅氧背衬层，碳纤维背衬层内侧与碳碳喉衬配合，高硅氧背衬层外侧与尾管壳体配合。碳纤维背衬层是由碳纤维布带和酚醛树脂缠绕固化成型，高硅氧背衬层是由高硅氧布带和酚醛树脂在碳纤维背衬层上接续缠绕固化成型，通过两次缠绕成型固化形成一个整体的双层背衬结构。由此可有效提高发动机工作过程中喷管的背衬结构的防碳化性能与支撑能力，进而提高喷管的可靠性，降低风险。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116066258A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211713532.0
申请日：2022-12-29
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耐高温堵盖，包括前铝合金层、后高温绝热层和喷管内型面，所述前铝合金层为均匀厚度的锥形结构，其内锥形斜面构成了粘接面，与后高温绝热层粘接；所述后高温绝热层为均匀厚度的锥形结构，其外锥形斜面构成粘接面，与前铝合金层配合粘接；前铝合金层和后高温绝热层通过粘接剂粘接固化后形成耐高温堵盖；所述喷管内型面为锥形斜面，通过粘接剂将耐高温堵盖在喷管内型面处进行粘接，实现对发动机密封。本发明实现舰载导弹的快速实战化发射，有效提高舰载武器的实战能力和作战效能。
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公开(公告)号：CN115750145A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211528432.0
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 为解决固体火箭发动机喷管中法兰结构占用轴向空间大，消极质量多等问题，本发明公开了一种适用于狭窄空间的固体火箭发动机喷管法兰连接结构，包括一对在法兰盘边缘对应位置开有多个U型槽的尾管壳体与扩张段壳体、螺栓、螺母、金属垫片以及弹簧垫圈。所述法兰结构通过螺栓螺母将尾管壳体与扩张段壳体固定在一起，保证固体火箭发动机在工作时保持良好的结构完整性，所述螺栓通过两个法兰盘边缘上的U型槽沿径向装入尾管壳体与扩张段壳体，所述螺母通过压紧金属垫片与弹簧垫圈将螺栓紧固于法兰盘上。
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公开(公告)号：CN107630768A
公开(公告)日：2018-01-26
申请号：CN201710699645.2
申请日：2017-08-16
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供一种导弹发动机带热障涂层挡药板结构，包括双层镂空结构金属基体，喷涂于所述金属基体表面的热障涂层，所述热障涂层包括金属粘接层和隔热陶瓷层；所述金属基体的材料采用高强度钢；金属粘接层采用MCrAlY系合金,隔热陶瓷层材料采用纳米ZrO2团聚体粉末。
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公开(公告)号：CN104564424A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201310501751.7
申请日：2013-10-23
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明提供一种用于固体火箭发动机喷管喉衬背壁绝热层的材料，包括：高硅氧预浸布挥发份4~8%、钡酚醛树脂含量23~41%、可溶性树脂含量≤73%一般应用于喉衬材料为碳-碳的背壁绝热层，且喉衬与背衬之间为间隙配合，间隙配合量为0.03mm~0.06mm之间。其原料绿色节能环保，价格相对低廉，绝热性能良好且比强度高，能为固体火箭发动机喷管喉部起到很好的隔热效果。
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公开(公告)号：CN115875154A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211449615.3
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膨胀式卡环结构，属于固体火箭发动机领域；包括封头、发动机壳体、O型圈、卡环和螺钉；其中，发动机壳体为轴向水平放置的中空筒状结构；封头同轴伸入发动机壳体的内腔中；O型圈设置在发动机壳体内壁与封头外壁的对接处；卡环嵌入在发动机壳体的内壁；通过螺钉实现对卡环和封头的固连；卡环为开口卡环，通过开口处实现卡环径向压缩与膨胀；本发明结构简单、重量轻和工艺性好，连接简单，且拆装更方便。
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