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公开(公告)号：CN118936235A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411031191.8
申请日：2024-07-30
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F41F3/04
Abstract: 本申请涉及一种弹射盖及其火箭发动机，其包括：燃气作用部和粘接部，燃气作用部为球面结构；粘接部为筒状结构，且设置于燃气作用面一侧，粘接部用于与喷管通过胶粘剂粘接；其中，燃气作用部与粘接部一体成型，且采用多层复合材料铺层固化成型。本发明中，将弹射盖粘接于喷管扩散段内型面，由于燃气作用部为球面结构，当弹体发射时，产生高压气体作用在燃气作用部的凹面，弹射盖正向承高压，阻止弹射气体进入发动机内部并推动弹体弹射处发射筒；当弹体在弹射出筒后发动机点火工作，发动机燃气作用在燃气作用部的凸面，弹射盖反向承1～3MPa低压；弹射盖采用复合材料铺层固化成型，当压力达到一定值时弹射盖失稳结构破坏，不影响发动机正常点火建压工作。
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公开(公告)号：CN111188697A
公开(公告)日：2020-05-22
申请号：CN202010005353.6
申请日：2020-01-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种电磁弹射用固体火箭发动机，其包括燃烧室壳体、外防热层、点火装置、推进剂药柱和喷管；推进剂药柱包括药柱本体、前伞、内孔和后翼，药柱本体内开设有贯穿该药柱本体的内孔，前伞是由药柱本体的内壁沿周向凹陷而成的环形凹槽，后翼由药柱本体的内壁凹陷而成，本发明的固体火箭发动机通过在推进剂药柱中设置前伞、内孔和后翼,以及包覆有阻燃材料的点火装置，在发动机工作过程中，能够扰乱燃烧室内的燃气声能的波形，将声能分散开并吸收部分声能，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止声能聚集到一定程度与燃烧室壳体形成共振并触发燃烧不稳定现象，从而起到抑制不稳定燃烧的作用，保证固体火箭发动机的稳定工作。
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公开(公告)号：CN107101539A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710115756.4
申请日：2017-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
CPC classification number: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒。通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度低，防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
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公开(公告)号：CN115130238A
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202210679840.X
申请日：2022-06-15
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , F42B10/38 , G06F111/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种多系统协调设计的低成本制导火箭弹增程设计方法及系统，涉及制导火箭弹技术领域，该方法包括基于射程需求进行多约束条件下的增程飞行轨迹设计，并以当前发动机系统方案为基础优化飞行轨迹形式；判断当前发动机系统方案是否满足设计增程飞行轨迹的需求：若是，则以当前发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计；若否，则进行发动机能力优化提升，得到改进后的新发动机系统方案后并以新发动机系统方案为基础进行增程飞行轨迹设计。本发明能够在不改变原有火箭弹发射方式、不大幅增加成本的前提下实现火箭弹射程能力提升。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111188697B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202010005353.6
申请日：2020-01-03
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种电磁弹射用固体火箭发动机，其包括燃烧室壳体、外防热层、点火装置、推进剂药柱和喷管；推进剂药柱包括药柱本体、前伞、内孔和后翼，药柱本体内开设有贯穿该药柱本体的内孔，前伞是由药柱本体的内壁沿周向凹陷而成的环形凹槽，后翼由药柱本体的内壁凹陷而成，本发明的固体火箭发动机通过在推进剂药柱中设置前伞、内孔和后翼,以及包覆有阻燃材料的点火装置，在发动机工作过程中，能够扰乱燃烧室内的燃气声能的波形，将声能分散开并吸收部分声能，使声能的声波不会汇聚形成强波，防止声能聚集到一定程度与燃烧室壳体形成共振并触发燃烧不稳定现象，从而起到抑制不稳定燃烧的作用，保证固体火箭发动机的稳定工作。
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公开(公告)号：CN109612327B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201811638846.2
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种具有传力构件与发动机一体化结构的导弹电磁发射系统，涉及导弹电磁发射技术领域，包括发动机、传力构件和电磁发射装置，发动机包括发动机本体和连接在发动机本体末端的导流喷管。传力构件包括相连的呈弧形的固定部和受力部，固定部可拆卸的安装在导流喷管上。电磁发射装置包括电磁发射机构和推力块，推力块与受力部抵持，电磁发射机构通过推力块作用于受力部驱动发动机移动。本发明的传力构件尺寸小，容易安装，且不会被导弹抛出。
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公开(公告)号：CN107101539B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201710115756.4
申请日：2017-02-28
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明公开了一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒。通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度低，防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
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公开(公告)号：CN109612327A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811638846.2
申请日：2018-12-29
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种具有传力构件与发动机一体化结构的导弹电磁发射系统，涉及导弹电磁发射技术领域，包括发动机、传力构件和电磁发射装置，发动机包括发动机本体和连接在发动机本体末端的导流喷管。传力构件包括相连的呈弧形的固定部和受力部，固定部可拆卸的安装在导流喷管上。电磁发射装置包括电磁发射机构和推力块，推力块与受力部抵持，电磁发射机构通过推力块作用于受力部驱动发动机移动。本发明的传力构件尺寸小，容易安装，且不会被导弹抛出。
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公开(公告)号：CN201843699U
公开(公告)日：2011-05-25
申请号：CN201020575819.8
申请日：2010-10-25
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
IPC: F02K1/00
Abstract: 本实用新型提供一种小型固体发动机金属膜片喷管结构，包括喷管壳体、喷管堵盖、喉衬，喷管壳体内腔包括收敛段、喉管段、扩散段，其喷管堵盖为圆形金属膜片，喷管堵盖嵌夹于喉衬与喷管壳体喉管段的台阶之间，由喉衬将喷管堵盖压紧在台阶上。所述的喷管堵盖的直径等于喉管段的直径。所述的喷管堵盖的圆形金属膜片采用铝箔，其厚度为0.1～0.5mm。所述的喷管堵盖与喉衬和台阶之间的嵌夹面均以聚氨酯胶粘接。本实用新型采用此种喷管堵盖后，喷管堵盖打开形式为金属膜片整体撕裂，既可有效地起到控制喷管堵盖打开压强的一致性，在工艺上也易于实现，不依赖于聚氨酯胶的性能和环境因素。
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