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公开(公告)号：CN109763916B
公开(公告)日：2020-01-31
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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104276910B
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201310306577.0
申请日：2013-07-22
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种燃气发生剂药柱限燃层成型工艺，包括以下步骤：1）沿药柱圆周面的顶部和底部粘贴与限燃层厚度相同的定位片；2）将限燃层料浆倒入模具中，在真空度≤3mmHg条件下除气30±5min；3）将粘贴了定位片的药柱放入模具中，在药柱顶部放置金属压块使药柱下沉；4）待限燃层料浆溢出，完全浸润药柱后，放入55±5℃油浴烘箱固化24-36h；5）脱模后，对药柱整型。本发明解决采用传统的浇注成型工艺，因限燃层厚度太薄、包覆模具和药柱之间的间隙太小，料浆浇注时容易“搭桥”，难以成型的问题。本发明使药柱用超薄限燃层容易成型，同时保证了限燃层厚度的均匀性，适用于超薄限燃层的包覆成型。
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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：CN107537749A
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201610891075.2
申请日：2016-10-13
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
IPC: B05D1/40
Abstract: 本发明是一种火箭发动机固体推进剂包覆衬层自动刮涂方法，所述方法包括涂前准备、料浆分料、料浆刮涂、预先固化；料浆分料时，将定量包覆衬层料浆分配至包覆面上，使料浆呈条状分布；料浆刮涂时，启动自动刮涂程序，利用刷片在包覆面匀速移动实现均匀刮涂。机械刮涂时，利用数控机床，通过程序控制待刮涂件的旋转速度、刷杆径向与轴向位移速度和位移量，实现均匀涂刷以及刮涂速度调控；刚性刷杆上的刷片采用具有一定强度和韧性的牛筋板复合材料，刷杆与刷片牢固定位，确保刷杆和刷片之间不会产生角度偏移。本发明广泛适用于固体火箭发动机绝热材料与固体推进剂之间的包覆衬层的自动刮涂，并且具有方法简便、过程可控、质量可靠和安全有效的优点。
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公开(公告)号：CN104276910A
公开(公告)日：2015-01-14
申请号：CN201310306577.0
申请日：2013-07-22
Applicant: 湖北航天化学技术研究所
Abstract: 一种燃气发生剂药柱限燃层成型工艺，包括以下步骤：1）沿药柱圆周面的顶部和底部粘贴与限燃层厚度相同的定位片；2）将限燃层料浆倒入模具中，在真空度≤3mmHg条件下除气30±5min；3）将粘贴了定位片的药柱放入模具中，在药柱顶部放置金属压块使药柱下沉；4）待限燃层料浆溢出，完全浸润药柱后，放入55±5℃油浴烘箱固化24-36h；5）脱模后，对药柱整型。本发明解决采用传统的浇注成型工艺，因限燃层厚度太薄、包覆模具和药柱之间的间隙太小，料浆浇注时容易“搭桥”，难以成型的问题。本发明使药柱用超薄限燃层容易成型，同时保证了限燃层厚度的均匀性，适用于超薄限燃层的包覆成型。
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