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公开(公告)号：CN109763916A
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201810462004.X
申请日：2018-05-15
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种固体火箭发动机喷管组件连接密封结构，其喷管扩张段为内腔呈喇叭状的圆筒状结构，喷管扩张段的外表面依次设有第一、第二、第三台阶；喷管壳体套装于喷管扩张段外，喷管壳体内腔有第一、第二、第三台阶槽；分别与喷管扩张段的第一、第二、第三台阶相适配；喷管扩张段的第一台阶与喷管壳体的第一台阶槽之间有密封剂；喷管扩张段的第二台阶部设有凹环形安装槽；挡环装于凹环形安装槽中，与喷管壳体组成螺纹副。本发明能够适用于几乎所有小型固体火箭发动机喷管组件的连接；尤其为解决诸如结构空间受限、需要承受较大冲击及较高耐候、耐温度冲击性能要求等问题的喷管组件连接结构提供一种可靠性高、结构简单紧凑、加工工艺简便的连接方式。
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公开(公告)号：CN107870105A
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201710308742.4
申请日：2017-05-04
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: G01N1/22
CPC classification number: G01N1/2247
Abstract: 一种小型固体火箭发动机燃烧产物收集装置，包括桶体、用于放置桶体的支架，桶体顶部装有上盖板，上盖板开有与小型固体火箭发动机相对应的安装孔，桶体内设置有用于增加吸收率的整流罩、用于吸收燃烧产物的液体，桶体侧面设有用于收集气体及放气的放气阀，桶体底部为带斜度的收敛状，桶体底部设有放液阀；所述整流罩呈喇叭形，整流罩上端小、下端大，整流罩上端装于上盖板底面，整流罩内腔与安装孔相连通，整流罩下部设有带孔的平板，平板位于液体上面，整流罩的下端口伸入液体中。本发明可以模拟固体火箭发动机实际工作工况，能够产生与实际工况一致条件下的燃烧产物，能够在发动机尾气收集过程中不会引入杂质，进而提供真实的尾气供测试用。
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公开(公告)号：CN107631322A
公开(公告)日：2018-01-26
申请号：CN201610960713.1
申请日：2016-11-04
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种高温高速金属粒子发生器，包括燃烧室、装填于燃烧室内腔的富燃料发生剂药柱、装于燃烧室一端用于引燃富燃料发生剂药柱的点火器、与燃烧室另一端密封性地连接在一起的喷管、装于喷管喷口处的密封膜。本发明的工作由外接电源与点火器连接触发，电源接通，点火器触发产生大量高温高压的燃气或粒子喷射到富燃料发生剂表面从而引燃富燃料发生剂，富燃料发生剂燃烧产生高温高压燃气和金属粒子，通过喷管先压缩后膨胀加速，生成的高温高压燃气和金属粒子对密封膜形成热冲击而烧穿密封膜，从而以一定的速度和角度从喷口喷出，形成一定距离和包络范围的高温金属粒子燃烧区域，存在于燃烧区域的可燃气体将立即被引燃，从而及时消除爆炸隐患。
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公开(公告)号：CN116816550A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310815888.3
申请日：2023-07-04
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及火箭发动机安全性试验技术领域，具体而言，涉及一种发动机喷出物收集设备。该发动机喷出物收集设备包括主架体以及聚丙烯收集板；聚丙烯收集板与主架体连接，且聚丙烯收集板相对于水平面呈预设夹角设置，聚丙烯收集板用于收集发动机点火后产生的喷出物。在进行喷出物收集的过程中，通过将主架体固定于地面，并使得相对于水平面呈预设夹角设置的聚丙烯收集板正对于发动机，进而能够收集发动机点火后产生的喷出物，由此，能够通过聚丙烯收集板收集发动机点火后产生的喷出物，并通过喷出物对聚丙烯收集板造成的毁伤，从而对喷出物进行评估。
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公开(公告)号：CN112128023B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202010916483.5
申请日：2020-09-03
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及一种小型固体火箭发动机喷管堵盖，包括喷管堵盖支撑件和喷管堵盖结构件，所述喷管堵盖支撑件包括圆台和台阶，所述喷管堵盖结构件为填充于填充空间中被固化的高分子材料中的一种或几种，其中：所述圆台侧面与喷管扩张段内侧面紧密贴合；所述台阶设置于圆台的长直径端面；所述填充空间由圆台长直径端面、台阶侧面和喷管扩张段内侧面包络组成，所述填充空间表面与台阶端面在同一平面上，所述高分子材料为具有界面粘接能力的凝胶状高分子材料，本发明还提供了一种小型固体火箭发动机喷管堵盖的制备方法。本发明的喷管堵盖结构简单、消极质量低、次生危害小、易于粘接、成品率高、密封可靠性高、堵盖打开压强一致性好、动态推力偏斜极小。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109232144B
公开(公告)日：2021-02-12
申请号：CN201810216491.1
申请日：2018-03-16
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种橡胶型高温金属粒子发生剂，包括如下重量配比的组份：粘结剂：1%～6%；氧化剂：45%～60%；燃料：30%～40%；钝感剂：1%～4%；增塑剂：0%～2%；燃温调节剂：4%~10%；性能调节剂：0.5%～2%。本发明的发生剂无需固化交联，生产周期短，成本低。本发明的发生剂压制成型性好，常温单向压制，比压小于240MPa时，发生剂药柱的密度为理论密度的98.5%（Ф40mm）。本发明的发生剂生成的金属粒子温度约为1800K~2200K。其密度大于2.0g/cm3，摩擦感度小于20%，撞击感度为0。
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公开(公告)号：CN109232144A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201810216491.1
申请日：2018-03-16
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种橡胶型高温金属粒子发生剂，包括如下重量配比的组份：粘结剂：1%～6%；氧化剂：45%～60%；燃料：30%～40%；钝感剂：1%～4%；增塑剂：0%～2%；燃温调节剂：4%~10%；性能调节剂：0.5%～2%。本发明的发生剂无需固化交联，生产周期短，成本低。本发明的发生剂压制成型性好，常温单向压制，比压小于240MPa时，发生剂药柱的密度为理论密度的98.5%（Ф42020m0mK）。。其本密发度明大的于发2.0生g/剂cm生3，成摩的擦金感度属小粒于子2温0%度，撞约击为感1度80为0K0。~
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公开(公告)号：CN107642435A
公开(公告)日：2018-01-30
申请号：CN201611165061.9
申请日：2016-12-16
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种推力可调、可多次启动电控固体推进剂火箭发动机，包括燃烧室、弹簧、移动绝缘板、电控固体推进剂药柱、共面电极、绝热层、喷管和接线柱；电控固体推进剂药柱的装药结构为圆管型，利用弹簧的弹力作用推动药柱；共面电极与电控固体推进剂药柱燃烧端面接触；所述的共面电极包括两个完全相同的多孔电极，所述两多孔电极分别接电源两端，在两多孔电极之间加载一定电压，发动机可实现点火；切断电源，发动机主动熄火；发动机可实现连续性多次启动。通过改变加载在两多孔电极之间的电压大小，可实现对发动机推力的主动、实时控制。本发明可取代液体姿轨控及末修发动机，应用于航天器要求发动机具有多次启动、推力可调的动力装置或辅助动力装置。
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公开(公告)号：CN107620652A
公开(公告)日：2018-01-23
申请号：CN201610961515.7
申请日：2016-10-28
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种多脉冲推力可调固体推进器，包括电控固体推进剂单元、外电极、内电极、绝缘层、绝热层、燃烧室、喷管；所述燃烧室内设置有外电极；所述外电极是在一个整体金属圆柱体的基础上，均匀布置多个圆孔空间，用于分别放置多个圆管状的电控固体推进剂单元；所述内电极由多根金属圆柱体组成，分别嵌入对应的多个圆管状电控固体推进剂单元内，每个电控固体推进剂单元分别与外电极和对应的内电极紧密接触。本发明的每个内电极与外电极连接组成1个控制电路，通过控制各个电路的通断，进而控制各个电控固体推进剂单元的点火、燃烧和熄火。制内、外电极两端的电压大小，进而控制每个推进剂单元的燃烧速率，使得在每个工作脉冲内，推进器的推力是可调的。
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公开(公告)号：CN116006353A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211712942.3
申请日：2022-12-27
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机的分体式滑块，包括沿燃烧室壳体径向设置的滑块基座，滑块基座的外侧套装有滑块基体，滑块基体的中心设有与滑块基座外形匹配的装配孔，滑块基体的底部设有与燃烧室壳体紧密配合的瓦形凹槽，滑块基体的顶部设有导弹发射架滑轨，滑块基座的四周设有若干基座连接孔，滑块基体的四周设有若干基体连接孔，基体连接孔通过紧固件与基座连接孔连接。本发明采用分体式结构，滑块基体可自由选择强度高的高强度合金材料，降低滑块的消极质量，满足固体火箭发动机的轻量化设计要求；分体式滑块工件小，且可同步加工，加工难度小，满足大批量生产。
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