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公开(公告)号：CN110608892A
公开(公告)日：2019-12-24
申请号：CN201910969119.2
申请日：2019-10-12
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机壳体领域，具体涉及一种适用于高压强的高精度燃速测试装置，包括顶盖、燃烧室、喷管，所述顶盖与燃烧室壳体、喷管与燃烧室壳体分别采用螺纹结构连接，所述燃烧室由燃烧室壳体、限燃层和药柱组成，所述限燃层设置于药柱前端面，所述喷管由喷管壳体、绝热套和喉衬组成，所述喷管壳体与绝热套用聚苯醚撑硅橡胶动、静密封腻子密封，喉衬与绝热套之间用HX98-1胶粘剂粘接。喷管壳体材料、顶盖材料、燃烧室壳体材料均选用30CrMnSiA材料。本发明连接结构采用螺纹连接结构，拆装方便，可重复使用次数多，提高了效率；本发明点火方式采用药包点火的方式，安装方便，节约成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110705084B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN201910916066.8
申请日：2019-09-26
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的设计，具体涉及一种复合材料壳体的快速设计软件系统。复合材料壳体结构设计模块、知识重用功能模块、设计结果自动化生成模块。通过调用结构设计模块开展复合材料壳体各部组件结构参数设计，其结构设计模块与知识重用功能模块自动关联，对具体的结构设计过程提供规范约束和经验指导，系统自动将设计结果数据传递至设计结果自动化处理模块，完成复合材料壳体设计简报和二维简图等形式的结果生成与显示，实现复合材料壳体从总体输入到结果输出整个设计流程活动的闭环。解决复合材料壳体的规范化、自动化快速设计以及设计知识、经验规律的重用等技术问题，以提高设计质量和设计效率，降低人力成本。
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公开(公告)号：CN118757278A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202411071042.4
申请日：2024-08-06
Applicant: 内蒙动力机械研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明涉及助推器技术领域，具体涉及一种含绝热涂层的固体火箭助推器，包括推杆，前顶盖，点火装置，挡药环，药柱，燃烧室壳体，喷管，堵盖及绝热涂层，所述推杆插入前顶盖头部，二者为间隙配合；所述前顶盖与燃烧室壳体通过螺纹连接；所述点火装置与前顶盖通过螺纹连接；所述挡药环分别设置在药柱前、后端面，挡药环与药柱为过盈配合；所述药柱前端挡药环由前顶盖螺纹端面进行限位，药柱尾部挡药环由喷管螺纹端面进行限位；所述喷管与燃烧室壳体通过螺纹连接；所述堵盖置于喷管出口；所述绝热涂层喷涂并固化在燃烧室壳体的内壁。本发明助推器，既可以有效地绝热，又可以缩短产品研制周期、降低产品成本。
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公开(公告)号：CN117646690A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311735341.9
申请日：2023-12-18
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种类满装填固体火箭发动机试验器装药结构，包括前封头、壳体、绝热套和药柱，前封头安装固定在壳体前开口上，前封头内表面粘接有前封头绝热层，前封头绝热层内填充有前封头灌浆，壳体内表面粘接有壳体绝热层；绝热套前端面与前封头灌浆进行粘接，绝热套前端面粘接处的内外两侧底角加厚喷涂粘接剂；绝热套内表面均匀喷涂衬层，药柱在绝热套内浇注固化成型；壳体绝热层与绝热套之间的缝隙内进行药柱周向灌浆填充。本发明的类满装填固体火箭发动机试验器装药结构，结构简单、装配便捷，能避免贴壁浇注高能推进剂硫化降温过程中因药柱收缩导致界面脱粘的问题，且能够适应旋转试车环境。
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公开(公告)号：CN110705084A
公开(公告)日：2020-01-17
申请号：CN201910916066.8
申请日：2019-09-26
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的设计，具体涉及一种复合材料壳体的快速设计软件系统。复合材料壳体结构设计模块、知识重用功能模块、设计结果自动化生成模块。通过调用结构设计模块开展复合材料壳体各部组件结构参数设计，其结构设计模块与知识重用功能模块自动关联，对具体的结构设计过程提供规范约束和经验指导，系统自动将设计结果数据传递至设计结果自动化处理模块，完成复合材料壳体设计简报和二维简图等形式的结果生成与显示，实现复合材料壳体从总体输入到结果输出整个设计流程活动的闭环。解决复合材料壳体的规范化、自动化快速设计以及设计知识、经验规律的重用等技术问题，以提高设计质量和设计效率，降低人力成本。
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公开(公告)号：CN210571389U
公开(公告)日：2020-05-19
申请号：CN201921706667.8
申请日：2019-10-12
Applicant: 内蒙动力机械研究所
Abstract: 本实用新型涉及固体火箭发动机壳体领域，具体涉及一种适用于高压强的高精度燃速测试装置，包括顶盖、燃烧室、喷管，所述顶盖与燃烧室壳体、喷管与燃烧室壳体分别采用螺纹结构连接，所述燃烧室由燃烧室壳体、限燃层和药柱组成，所述限燃层设置于药柱前端面，所述喷管由喷管壳体、绝热套和喉衬组成，所述喷管壳体与绝热套用聚苯醚撑硅橡胶动、静密封腻子密封，喉衬与绝热套之间用HX98‑1胶粘剂粘接。喷管壳体材料、顶盖材料、燃烧室壳体材料均选用30CrMnSiA材料。本实用新型连接结构采用螺纹连接结构，拆装方便，可重复使用次数多，提高了效率；本实用新型点火方式采用药包点火的方式，安装方便，节约成本。
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