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公开(公告)号：CN120064107A
公开(公告)日：2025-05-30
申请号：CN202510341519.4
申请日：2025-03-21
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01N19/04
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机第Ⅰ界面粘接强度原位测试方法，包括以下步骤：水平定位壳体后，对直筒段内壁底部实施无损检测，定位符合预设条件的测试区域并同步获取绝热层厚度数据；于测试区域中心粘接吊装夹具，并沿粘接区域外廓实施全周向环形切割，使粘接区域与非粘接区域的绝热层应力隔离；构建含定滑轮组、柔性绳索及砝码盘的垂直加载系统，柔性绳索与吊装夹具连接，且拉紧后垂直于粘接区域；通过分级加载标准砝码直至粘接区域的第Ⅰ界面发生剥离，实时记录临界质量参数；根据临界质量参数与粘接区域面积计算获得第Ⅰ界面粘接强度。本发明操作工艺简单、成本低，可识别界面未分层的弱粘缺陷，能测出第Ⅰ界面粘接强度。
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公开(公告)号：CN117569947A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311547445.7
申请日：2023-11-20
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及其制备方法，其涉及固体火箭发动机壳体制造领域。该装置包括：燃烧室壳主体，其内设有燃烧空腔；第一绝热层，其粘接于所述燃烧室壳主体内表面；温控粘接层，其粘接于所述第一绝热层上，所述温控粘接层的粘接强度随其温度变化而升高或降低；第二绝热层，其通过所述温控粘接层粘接于所述第一绝热层上。本申请固体火箭发动机壳体在其内表面绝热层中设置一层粘接性能随温度变化的温控粘接层。温控粘接层在发动机工作后的后效传热或壳体整体加热作用下，粘接性能迅速下降，可简便的将烧蚀和炭化层定向快速清除，剩余的原始材料层能够保证绝热层修复成型的粘接性能。
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公开(公告)号：CN119066293A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411044815.X
申请日：2024-08-01
Applicant: 中国人民解放军63620部队 , 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F17/10 , G06Q10/0635 , G06Q50/26
Abstract: 本发明提供一种固体发动机爆炸解体时安全距离的计算方法，包括：根据计算结果的精度和收敛性设置Excel工作簿的迭代次数；基于安全距离的计算公式设置输入量、中间量和输出量的单元格位置、默认值和关系；设置用于记录不同危害判定标准值下的安全距离的单元格位置；编辑宏用于计算和记录不同危害判定标准值下的安全距离；绑定触发按钮和编辑好的宏，设置输入量的测试值，点击触发按钮进行计算，得到测试值对应的不同危害判定标准下的安全距离。本发明提供了一种固体发动机爆炸解体时安全距离的计算方法，用以解决现有技术中存在的过程复杂繁琐和人力投入成本高等问题。
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公开(公告)号：CN117921617A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410109187.2
申请日：2024-01-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B25H7/04
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机壳体石膏芯模划线方法、装置及设备，涉及固体火箭发动机装配领域，该方法包括基于总体装药定位要求，采用安装于缠绕机的纱架车上的划线工具在石膏芯模上形成刻槽；通过打胶工具将涂料注射填充于刻槽内，以使发动机壳体脱模后在发动机壳体绝热内表面形成一定深度的定位线；根据得到的定位线，实现固体火箭发动机的装药定位。本申请能够提升装药定位线的划线精度和工作效率，从而满足装药定位方案需求。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113895054A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202111137743.X
申请日：2021-09-27
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壳体成型方法，先在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；再取出缠绕层内腔的芯模，在缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。该复合材料壳体成型方法先成型缠绕层再成型绝热层，突破了现有复合材料壳体成型技术的固定流程，解除了绝热层硫化温度对缠绕层固化温度的限制，能够拓宽缠绕层树脂的选择范围，极大地提升了复合材料壳体的耐热性。
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公开(公告)号：CN118258700A
公开(公告)日：2024-06-28
申请号：CN202410255308.4
申请日：2024-03-06
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壳体弹射工况静力试验方法、装置及设备，涉及运载火箭测试领域，该方法包括基于设定的静力试验过程中壳体各截面载荷均能够覆盖总体载荷的要求，确定壳体上柱段加载件轴向安装位置；通过缠绕和粘接方式，将多个含有加载凸台的金属加载板环绕固定至确定的所述柱段加载件轴向安装位置处；采用吊带将底部油缸与轴压板和金属加载板相连，在壳体的前裙和金属加载板部位同步进行加载，实现静力试验时壳体前后裙部位的差异性加载。本申请采用分级加载的方式进行弹射工况静力试验，实现在壳体前裙部位和柱段的金属加载板部位部位同步进行加载，保证弹射工况静力试验下前后裙部位均能满足要求。
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公开(公告)号：CN116579547A
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202310431397.9
申请日：2023-04-20
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06Q10/0631 , G06Q10/0633 , G06Q10/0639 , G06Q50/04
Abstract: 本发明公开了一种用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统，涉及固体火箭发动机的信息管理领域。该方法的步骤包括：根据火箭固定发动机的研发参数信息生成成熟度管理树形结构，设置每个子部件的技术类别的当前技术成熟度和期望技术成熟度；根据每个子部件的技术类别的技术成熟度、期望技术成熟度和技术类别信息，生成每个需要提升的技术类别的工作任务，每项工作任务执行完成后，更新对应技术类别的技术成熟度等级。本发明还能够获取并保存火箭固定发动机所需每个部件的研发参数信息和技术成熟度，以供操作人员在需要时进行回溯和统计。
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公开(公告)号：CN116461113A
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310177978.4
申请日：2023-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B29C70/30 , B65H54/553 , B65H54/44 , B65H54/70 , B29C70/38 , B29C70/42 , B29C70/54 , B29C70/56 , G01N1/28
Abstract: 本申请涉及一种纤维复丝试样缠绕装置及纤维复丝制样方法，其包括：缠绕机、浸胶组件和数控设备，缠绕机包括缠绕架和第一驱动机构，第一驱动机构输出轴与缠绕架连接；浸胶组件包括固定架和浸胶槽，固定架设置于缠绕机一侧，且与缠绕机平行，浸胶槽可移动的设置于固定架上，浸胶槽移动方向与缠绕架轴向方向平行，浸胶槽上安装有加热件；数控设备与第一驱动机构和加热件电连接，数控设备用于控制第一驱动机构工作，以控制缠绕架转动速度和转动方向。本发明中，加热件控制浸胶温度，第一驱动机构与数控设备连接，控制缠绕架转速和转动方向，在固定架上移动的浸胶槽改变浸胶纤维复丝的走向，通过控制不同的变量测试不同方案对纤维复丝强度的影响。
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公开(公告)号：CN113895054B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111137743.X
申请日：2021-09-27
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壳体成型方法，先在芯模上缠绕预浸纤维增强复合材料，使预浸纤维增强复合材料在缠绕的过程中原位固化在芯模上，形成缠绕层；再取出缠绕层内腔的芯模，在缠绕层内壁成型绝热层，得到复合材料壳体。该复合材料壳体成型方法先成型缠绕层再成型绝热层，突破了现有复合材料壳体成型技术的固定流程，解除了绝热层硫化温度对缠绕层固化温度的限制，能够拓宽缠绕层树脂的选择范围，极大地提升了复合材料壳体的耐热性。
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