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公开(公告)号：CN112483279B
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202011383151.1
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机阀门，涉及航天技术领域，其包括：阀身、阀杆、阀座、阀芯、第一密封装置和第二密封装置。1.本申请提供的火箭发动机阀门，由于所述阀芯上开有若干个通孔，一方面减少了产品自重，另一方面减小了关闭时受到的介质总合力，可减小阀门所需作动装置的大小，实现阀门产品减重。2.由于所述第一密封装置为内压自紧式结构，实现介质压力辅助密封，进一步减少了阀门关闭状态保证可靠密封所需的作动力，实现阀门产品减重，同时进一步增强密封效果。3.本申请提供的火箭发动机阀门，其利用非金属性能辅助密封的部位均为受压力而不受拉力，使得其不存在脱落风险，产品良品率高。
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公开(公告)号：CN112483279A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011383151.1
申请日：2020-11-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机阀门，涉及航天技术领域，其包括：阀身、阀杆、阀座、阀芯、第一密封装置和第二密封装置。1.本申请提供的火箭发动机阀门，由于所述阀芯上开有若干个通孔，一方面减少了产品自重，另一方面减小了关闭时受到的介质总合力，可减小阀门所需作动装置的大小，实现阀门产品减重。2.由于所述第一密封装置为内压自紧式结构，实现介质压力辅助密封，进一步减少了阀门关闭状态保证可靠密封所需的作动力，实现阀门产品减重，同时进一步增强密封效果。3.本申请提供的火箭发动机阀门，其利用非金属性能辅助密封的部位均为受压力而不受拉力，使得其不存在脱落风险，产品良品率高。
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公开(公告)号：CN109707534A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811628188.9
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种径向隔层式双脉冲发动机，包括第二燃烧室壳体、软质隔层、第一燃烧室壳体、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置、喷管：第二燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层将第二燃烧室壳体内腔分隔成第一燃烧室和第二燃烧室；第一燃烧室壳体固设于第一燃烧室内，其设有挡药板和底板，挡药板上开设有第一孔，底板上开设有第二孔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱，第一药柱设有内孔，第一药柱固设于第一燃烧室壳体内且内孔两端分别与第一孔和第二孔连通；第二脉冲药柱组件包括粘接在第二燃烧室壳体内壁的绝热层和填充于绝热层与软质隔层之间的第二药柱；点火装置和喷管分设于前开口和后开口处。本发明空间利用率高。
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公开(公告)号：CN119665001A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202510056488.8
申请日：2025-01-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F16K31/06
Abstract: 本发明公开了一种电磁阀控制系统、方法及电磁阀，涉及电磁阀控制技术领域，所述电磁阀控制系统包括与电磁阀的电磁线圈和电源串联的第一开关、第二开关、采样电阻及控制电路，控制电路与第一开关、第二开关、采样电阻连接且被配置为：当打开电磁阀的阀芯时，控制第一开关和第二开关闭合，获取流过采样电阻的电流，当电流达到第一预设值时控制第二开关断开，再根据电流控制第二开关断开或闭合，使电流在预设范围内维持阀芯打开，根据电磁线圈的电流大小通过控制电路控制第一开关、第二开关闭合或断开，从而降低了所述电磁线圈的导通电流，避免了电磁线圈发热和低温推进剂汽化的情况，提高了所述电磁阀工作的稳定性。
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公开(公告)号：CN115292977A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210677334.7
申请日：2022-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种R型活门座氟塑料密封环宽度的有限元计算方法及系统，涉及航天阀门技术领域，包括基于仿真软件ABAQUS进行密封副的建模，并定义建模中各部件间接触的相互作用；对密封副的边界条件进行设置，并在金属阀芯块的上端面施加压力载荷；采用迭代法对活门座和阀芯组件关闭状态进行非线性分析；对活门座与氟塑料阀芯块的接触应力进行分析，得到密封带宽度。本发明能够比较准确地计算氟塑料阀芯块受活门座挤压形成的密封副宽度，进而预测密封性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113431706A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110736308.2
申请日：2021-06-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种液体发动机用文氏管组合装置、系统及其操作方法，涉及航空航天发动机领域。本文氏管组合系统包括主路管道和支路管道，主路管道上设有一文氏管组合装置，其包括文氏管和套设于文氏管上的套管，文氏管的两端分别与主路管道连通，并用于将推进剂引流至液体火箭发动机，套管与文氏管之间形成一冷却腔，支路管道包括第一预冷管路和第二预冷管路，第一预冷管路和第二预冷管路均经过冷却腔，且其中一端均用于与推进剂贮箱相连，第一预冷管路的另一端用于与液体火箭发动机相连，第二预冷管路的另一端用于与推进剂回收设备相连。本申请提供的文氏管组合系统，解决了相关技术中预冷时间较长或预冷效果差导致液体火箭发动机试验中止的问题。
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公开(公告)号：CN109707534B
公开(公告)日：2020-07-21
申请号：CN201811628188.9
申请日：2018-12-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种径向隔层式双脉冲发动机，包括第二燃烧室壳体、软质隔层、第一燃烧室壳体、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置、喷管：第二燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层将第二燃烧室壳体内腔分隔成第一燃烧室和第二燃烧室；第一燃烧室壳体固设于第一燃烧室内，其设有挡药板和底板，挡药板上开设有第一孔，底板上开设有第二孔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱，第一药柱设有内孔，第一药柱固设于第一燃烧室壳体内且内孔两端分别与第一孔和第二孔连通；第二脉冲药柱组件包括粘接在第二燃烧室壳体内壁的绝热层和填充于绝热层与软质隔层之间的第二药柱；点火装置和喷管分设于前开口和后开口处。本发明空间利用率高。
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公开(公告)号：CN111121709A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911367242.3
申请日：2019-12-26
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G01B21/24
Abstract: 本发明公开了小尺寸大扩张比喷管发动机推力线的测量系统及方法，测量基座具有对接部，对接部的轴线与测量基座的轴线大致重合；测量装置包括主轴、测量部和喉部定位组件，主轴上还设有喷管出口端面定位组件，主轴、测量部、喉部定位组件和喷管出口端面定位组件同轴设置；外型面扫描仪用于扫描测量基座和测量部的外型面；计算设备与外型面扫描仪相连，根据外型面拟合测量基座的轴线和测量部的轴线，并根据预设算法计算测量基座的轴线和测量部的轴线间的夹角，得到发动机推力线的偏斜值，和/或测量基座的轴线和测量部的轴线在对接部上交点间的距离，得到发动机推力线的横移值。本发明适用于小尺寸大扩张比喷管的发动机推力线偏斜和横移测量。
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公开(公告)号：CN106870162A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201710150205.1
申请日：2017-03-14
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02C7/04
CPC classification number: F02C7/04
Abstract: 本发明公开了一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。本发明采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响；结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。
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公开(公告)号：CN119982216A
公开(公告)日：2025-05-13
申请号：CN202510136987.8
申请日：2025-02-07
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本申请涉及一种泵压式增压输送系统，包括：增压模块和输送模块，二者通过管道连接；所述输送模块包括贮箱子模块、加注子模块和增压泵子模块；所述贮箱子模块包括箱体以及将所述箱体内腔分隔成多个容腔的隔板，每个所述隔板上设有输液管，以使所有的容腔串联连通，沿增压方向，所述输液管的两端中，位于下游的一端位于所述隔板的上部，位于上游的一端位于该隔板的上游并位于其所在容腔的下部；沿增压方向，加注子模块和所述增压泵子模块均与最下游的容腔连通；增压模块，沿增压方向，其与最上游的容腔连通。推进剂贮箱箱体分隔设计既使各隔舱容腔间气、液按序输送，又可有效控制推进剂质心移动，同时可抑制推进剂晃动，保证供液安全。
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