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公开(公告)号：CN114962070A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210295031.9
申请日：2022-03-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 曾强 , 杨渊 , 傅理夫 , 李莹 , 胡保朝 , 祁释冰 , 常建龙 , 潘玉田 , 高列义 , 钟志文 , 桂永丰 , 黄立威 , 祝珊 , 张赛文 , 杜旭杰 , 焦晓亮 , 周子翔 , 马腾 , 刘洋
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明公开了一种可快速重构模块化的火箭发动机结构，涉及火箭发动机技术领域，该装置包括第一燃烧室，其表面设有母接头绝热结构，所述母接头绝热结构设置在第一燃烧室外表面上，所述母接头绝热结构的接头部分设有母接头齿槽结构；第二燃烧室，其表面设有子接头绝热结构，所述子接头绝热结构设置在火箭的第二燃烧室的外表面上，所述子接头绝热结构的接头部分设有子接头齿槽结构，所述子接头齿槽结构用于与所述母接头齿槽结构啮合。本申请中的对接绝热层可通过齿槽啮合，绝热层之间的间隙闭合、气流通道封闭以达到绝热密封的效果。这使得两个绝热结构在对接后不需要花费大量时间涂抹绝热涂料并等待涂料固化。
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公开(公告)号：CN114962069A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210295010.7
申请日：2022-03-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 曾强 , 杨渊 , 傅理夫 , 李莹 , 胡保朝 , 祁释冰 , 常建龙 , 潘玉田 , 高列义 , 钟志文 , 桂永丰 , 黄立威 , 祝珊 , 张赛文 , 杜旭杰 , 焦晓亮 , 周子翔 , 马腾 , 刘洋
IPC: F02K9/34
Abstract: 本申请涉及火箭发动机设计领域，具体设计一种火箭的接头装置及火箭发动机组件，其包括：母接头，其用于设置在前基础模块上，所述母接头的端面组设有锁紧螺母，所述锁紧螺母的外侧面上设有解锁槽；子接头，其用于设置在后基础模块，所述子接头通过旋转啮合与所述锁紧螺母远离所述母接头的端面相连；径向锁紧装置，其可用于设置在所述解锁槽内，所述径向锁紧装置部分可伸出所述解锁槽穿设在所述子接头中以限制所述锁紧螺母和所述子接头相对旋转。本发明提供的实施例中通过径向锁紧装置通过弹簧组件及手柄的配合，使得从业人员可以简单的通过转动手柄锁紧或解锁母接头和子接头，提高了多模块化火箭的连接速度。
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公开(公告)号：CN110645118B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201911053069.X
申请日：2019-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种等流量固体姿控推力装置及设计方法，涉及固体姿控动力系统技术领域，该装置包括控制阀和推力器，控制阀包括：阀体，其包括一个进气口和两个对称设置的出气口，每个出气口与一个推力器对接且连通；阀芯，其设有两个，阀芯可调节推力器内节流部位的开度；阀芯具有随开度变化而使经过节流部位的气体流量呈线性变化的型面；执行器，其输出端的两端分别与两个阀芯连接，输出端用于带动两个阀芯同步移动。本发明提供的固体姿控推力装置，可减少多级节流带来的流量调节的非线性影响；两个阀芯在联动切换过程中，两个节流部位的总气体流量不变，达到等流量切换的目的，获得良好的推力品质，确保工作时间满足使用需要。
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公开(公告)号：CN110645118A
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201911053069.X
申请日：2019-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种等流量固体姿控推力装置及设计方法，涉及固体姿控动力系统技术领域，该装置包括控制阀和推力器，控制阀包括：阀体，其包括一个进气口和两个对称设置的出气口，每个出气口与一个推力器对接且连通；阀芯，其设有两个，阀芯可调节推力器内节流部位的开度；阀芯具有随开度变化而使经过节流部位的气体流量呈线性变化的型面；执行器，其输出端的两端分别与两个阀芯连接，输出端用于带动两个阀芯同步移动。本发明提供的固体姿控推力装置，可减少多级节流带来的流量调节的非线性影响；两个阀芯在联动切换过程中，两个节流部位的总气体流量不变，达到等流量切换的目的，获得良好的推力品质，确保工作时间满足使用需要。
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公开(公告)号：CN107297925B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201710453751.2
申请日：2017-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B32B1/00 , B32B3/08 , B32B27/12 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B27/04 , B32B17/02 , B32B27/06 , B32B27/28 , B32B37/02 , B32B37/06 , B32B38/18 , B64C5/06
Abstract: 本发明公开了一种轻质高强度耐高温腹鳍及成型方法，腹鳍包括蒙皮、夹芯、前连接头、后连接头、防热层。腹鳍为采用碳布/双马复合材料蒙皮、PMI泡沫夹芯、铝合金接头的泡沫夹层结构，具有高强轻质的优点；借助碳布/双马复合材料、PMI泡沫夹芯的耐温性，同时通过在前缘热严酷部位增加玻璃布的方式，使腹鳍具有耐高温的优点；通过采用RTM整体固化成型，通过设计前端固连，后端简支的安装结构，具有快速安装和拆卸的优点。本发明的腹鳍具有轻质高强耐高温以及低成本、快速制备、快速安装和拆卸的优点，特别适用于对轻质化要求高的耐高温翼面结构。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115059556A
公开(公告)日：2022-09-16
申请号：CN202210295028.7
申请日：2022-03-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 曾强 , 杨渊 , 傅理夫 , 李莹 , 胡保朝 , 祁释冰 , 常建龙 , 潘玉田 , 高列义 , 钟志文 , 桂永丰 , 黄立威 , 祝珊 , 张赛文 , 杜旭杰 , 焦晓亮 , 周子翔 , 马腾 , 刘洋 , 马宝合 , 童冉媛
Abstract: 本申请涉及一种用于模块化火箭弹的组装装置，涉及火箭组装技术领域。本组装装置包括第一纵向支架和长度至少大于后基础模块火箭发动机燃烧室与至少两个标准模块火箭发动机燃烧室的长度总和的第二纵向支架，活动架体包括活动架和设于第一纵向支架和第二纵向支架之间的底架，底架两侧均朝外至少延伸预设长度以形成组装区域和拆卸区域，活动架设于底架上并用于驱动标准模块火箭发动机燃烧室在组装区域和拆卸区域之间滑动，以分别调节标准模块火箭发动机燃烧室与前基础模块火箭发动机燃烧室和后基础模块火箭发动机燃烧室的同轴度。本申请提供的组装装置，较好地解决了固体火箭发动机在装配后难以进行拆卸及再组装成其它模式的固体火箭发动机的问题。
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公开(公告)号：CN110761915B
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN201911058884.5
申请日：2019-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体姿控发动机，涉及航天动力技术领域，包括：燃烧室，其用于固定在舱段上；盖体，其设于燃烧室的端部，用于密封燃烧室并固定在舱段上，且盖体上设有第一管路；以及阀门推力器，其上设有第二管路，且第二管路通过波纹管与第一管路相连。本发明中的固体姿控发动机能适应工作热变形，保证固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接。
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公开(公告)号：CN115059556B
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202210295028.7
申请日：2022-03-23
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Inventor： 曾强 , 杨渊 , 傅理夫 , 李莹 , 胡保朝 , 祁释冰 , 常建龙 , 潘玉田 , 高列义 , 钟志文 , 桂永丰 , 黄立威 , 祝珊 , 张赛文 , 杜旭杰 , 焦晓亮 , 周子翔 , 马腾 , 刘洋 , 马宝合 , 童冉媛
Abstract: 本申请涉及一种用于模块化火箭弹的组装装置，涉及火箭组装技术领域。本组装装置包括第一纵向支架和长度至少大于后基础模块火箭发动机燃烧室与至少两个标准模块火箭发动机燃烧室的长度总和的第二纵向支架，活动架体包括活动架和设于第一纵向支架和第二纵向支架之间的底架，底架两侧均朝外至少延伸预设长度以形成组装区域和拆卸区域，活动架设于底架上并用于驱动标准模块火箭发动机燃烧室在组装区域和拆卸区域之间滑动，以分别调节标准模块火箭发动机燃烧室与前基础模块火箭发动机燃烧室和后基础模块火箭发动机燃烧室的同轴度。本申请提供的组装装置，较好地解决了固体火箭发动机在装配后难以进行拆卸及再组装成其它模式的固体火箭发动机的问题。
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公开(公告)号：CN110761915A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911058884.5
申请日：2019-10-31
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种固体姿控发动机，涉及航天动力技术领域，包括：燃烧室，其用于固定在舱段上；盖体，其设于燃烧室的端部，用于密封燃烧室并固定在舱段上，且盖体上设有第一管路；以及阀门推力器，其上设有第二管路，且第二管路通过波纹管与第一管路相连。本发明中的固体姿控发动机能适应工作热变形，保证固体姿控发动机推力方向精确，以及燃烧室和阀门推力器之间的高精度固定连接。
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公开(公告)号：CN107297925A
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201710453751.2
申请日：2017-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: B32B1/00 , B32B3/08 , B32B27/12 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B27/04 , B32B17/02 , B32B27/06 , B32B27/28 , B32B37/02 , B32B37/06 , B32B38/18 , B64C5/06
Abstract: 本发明公开了一种轻质高强度耐高温腹鳍及成型方法，腹鳍包括蒙皮、夹芯、前连接头、后连接头、防热层。腹鳍为采用碳布/双马复合材料蒙皮、PMI泡沫夹芯、铝合金接头的泡沫夹层结构，具有高强轻质的优点；借助碳布/双马复合材料、PMI泡沫夹芯的耐温性，同时通过在前缘热严酷部位增加玻璃布的方式，使腹鳍具有耐高温的优点；通过采用RTM整体固化成型，通过设计前端固连，后端简支的安装结构，具有快速安装和拆卸的优点。本发明的腹鳍具有轻质高强耐高温以及低成本、快速制备、快速安装和拆卸的优点，特别适用于对轻质化要求高的耐高温翼面结构。
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