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公开(公告)号：CN114991999B
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202210612561.1
申请日：2022-05-31
Applicant: 西安近代化学研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开了一种不含烟火剂的电点火装置，包括壳体，所述的壳体包括依次固连的顶盖、筒体和喷管，所述的顶盖上开设有通孔，所述的通孔中安装有玻璃烧结，所述的壳体的内部沿轴向插接设置有第一电极和第二电极；本发明中直接采用电极和电控固体推进剂代替了现行点火装置中的烟火剂发火系统，由于电控固体推进剂对于明火、高温等危险源刺激不敏感，被意外引燃的概率极小，风险可控，能够完全消除现行点火装置在海基、路基和天基等具有高机械冲击、高电磁辐射武器平台存在的安全风险，较现行点火装置具有更高的安全性，避免了因烟火剂导致的安全和危险因素，解决了现有技术中点火装置安全性不高的技术问题。
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公开(公告)号：CN113836652B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202111026566.8
申请日：2021-09-02
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于Python的星形固体推进剂截面图的生成方法，其中，步骤1，搭建Python语言环境及依赖包；步骤2，创建星形固体推进剂参数配置文件；步骤3，编写Python文件，创建Python函数read_data、compute_point_angle；步骤4，创建Python类Draw_line、Draw_circle；步骤5，调用read_data函数，读取配置文件中星形固体推进剂参数；步骤6，调用compute_point_angle函数；步骤7，对Draw_circle类实例化，绘制固体推进剂装药外径；步骤8，对Draw_circle类实例化；步骤9，对Draw_line类进行实例化；步骤10，保存星形固体推进剂截面图片。本发明的生成方法能够使得使用者可以快速、简单的生成星形固体推进剂截面图。本发明的生成方法上手简单，使用者只需在配置文件中填写星孔参数，不用去研究星孔的详细绘制过程，亦无需掌握计算机绘图知识。
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公开(公告)号：CN114991999A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210612561.1
申请日：2022-05-31
Applicant: 西安近代化学研究所
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开了一种不含烟火剂的电点火装置，包括壳体，所述的壳体包括依次固连的顶盖、筒体和喷管，所述的顶盖上开设有通孔，所述的通孔中安装有玻璃烧结，所述的壳体的内部沿轴向插接设置有第一电极和第二电极；本发明中直接采用电极和电控固体推进剂代替了现行点火装置中的烟火剂发火系统，由于电控固体推进剂对于明火、高温等危险源刺激不敏感，被意外引燃的概率极小，风险可控，能够完全消除现行点火装置在海基、路基和天基等具有高机械冲击、高电磁辐射武器平台存在的安全风险，较现行点火装置具有更高的安全性，避免了因烟火剂导致的安全和危险因素，解决了现有技术中点火装置安全性不高的技术问题。
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公开(公告)号：CN113836652A
公开(公告)日：2021-12-24
申请号：CN202111026566.8
申请日：2021-09-02
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于Python的星形固体推进剂截面图的生成方法，其中，步骤1，搭建Python语言环境及依赖包；步骤2，创建星形固体推进剂参数配置文件；步骤3，编写Python文件，创建Python函数read_data、compute_point_angle；步骤4，创建Python类Draw_line、Draw_circle；步骤5，调用read_data函数，读取配置文件中星形固体推进剂参数；步骤6，调用compute_point_angle函数；步骤7，对Draw_circle类实例化，绘制固体推进剂装药外径；步骤8，对Draw_circle类实例化；步骤9，对Draw_line类进行实例化；步骤10，保存星形固体推进剂截面图片。本发明的生成方法能够使得使用者可以快速、简单的生成星形固体推进剂截面图。本发明的生成方法上手简单，使用者只需在配置文件中填写星孔参数，不用去研究星孔的详细绘制过程，亦无需掌握计算机绘图知识。
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公开(公告)号：CN110805505B
公开(公告)日：2021-08-20
申请号：CN201911116927.0
申请日：2019-11-15
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，包括前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、喉衬、扩张段绝热层等部分，绝热层组件整体为刚性全包覆式结构形式，前封头绝热层与燃烧室绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，燃烧室绝热层与喷管绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，喷管绝热层与扩张段绝热层之间采用“L”形搭接结构连接。本发明绝热层组件通过应用刚性全包覆式绝热层组件，提高了火箭发动机的冲量质量比和工作可靠性，缩短了绝热层组件的制备时间，减轻了火箭发动机的冗余质量，易于进行批量化生产，质量一致性好，只需1名装配人员便可完成装配，适用于Φ200.0mm直径以内、长尾喷管长度在150.0mm以内的铝合金固体火箭发动机。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111058968B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201911274280.4
申请日：2019-12-12
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明属于固体火箭发动机燃烧室压强计算领域，涉及一种双燃烧室固体火箭发动机小燃烧室压强的计算方法。该方法包括：首先采集大燃烧室的压强；初始化小燃烧室压强数据Ps0；通过比较大燃烧室压强Pb与小燃烧室压强Ps，来确定小燃烧室处于充气或者放气状态；再根据流量公式计算出小燃烧室的气体变化量，最终确定小燃烧室的压强；然后重复计算过程、直至大燃烧室压强数据全部读取完毕。本发明能够综合考虑节流孔以及火药性能对小燃烧室内压强的影响，方便设计人员进行参数调节，加快产品的研制进度。
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公开(公告)号：CN108760326A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810815639.3
申请日：2018-07-24
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明公开了一种固体发动机撞击试验紧固装置，包括固体发动机(1)、紧固螺栓(2)、半圆卡环(3)、竖直支架(4)、底板(5)、钢钎(6)。固体发动机竖直放置，头部向下放置在地面深坑中，坑的直径略大于发动机直径，深度一般为十几到几十厘米。发动机喷管朝上，安装在半圆卡环中，通过紧固螺栓紧固连接。通过采用本发明，固体发动机子弹或破片撞击试验可以方便进行。
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公开(公告)号：CN110805505A
公开(公告)日：2020-02-18
申请号：CN201911116927.0
申请日：2019-11-15
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于铝合金长尾喷管固体火箭发动机的绝热层组件，包括前封头绝热层、燃烧室绝热层、喷管绝热层、喉衬、扩张段绝热层等部分，绝热层组件整体为刚性全包覆式结构形式，前封头绝热层与燃烧室绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，燃烧室绝热层与喷管绝热层之间采用“L”形搭接结构连接，喷管绝热层与扩张段绝热层之间采用“L”形搭接结构连接。本发明绝热层组件通过应用刚性全包覆式绝热层组件，提高了火箭发动机的冲量质量比和工作可靠性，缩短了绝热层组件的制备时间，减轻了火箭发动机的冗余质量，易于进行批量化生产，质量一致性好，只需1名装配人员便可完成装配，适用于Φ200.0mm直径以内、长尾喷管长度在150.0mm以内的铝合金固体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN109723572A
公开(公告)日：2019-05-07
申请号：CN201811561578.9
申请日：2018-12-20
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明公开了一种脉冲火箭发动机组，解决了在狭小空间安装八个脉冲发动机结构难以设计的问题。脉冲火箭发动机组包括本体、点火具、支架、装药、挡药支架、喷管、舱体、螺钉，本体在舱体轴向投影面积小于等于八分之一舱体截面积，本体加工有点火具安装螺孔、燃烧室空间、喷管安装螺孔，点火具与本体采用螺纹连接；装药由支架与挡药支架固定于本体燃烧室空间内；喷管与本体采用螺纹连接；装配好的脉冲发动机八个一组安装于舱体。本发明适用于导弹姿态控制系统。
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公开(公告)号：CN108995779A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810817926.8
申请日：2018-07-24
Applicant: 西安近代化学研究所
Abstract: 本发明公开了一种环形气囊快速充气装置，由紧固螺钉(1)、顶盖(2)、顶盖密封圈(3)、燃气发生器(4)、底部密封圈(5)、缓冲室(6)、气囊(7)组成。缓冲室(6)与气囊(7)连接。两个燃气发生器(4)固定在缓冲室(6)内，上有顶盖(2)，顶盖通过紧固螺钉(1)与缓冲室(6)紧固连接。缓冲室底部设有导线孔，燃气发生器(4)通过导线与外部信号源连接，在接收到电信号激励后工作产生大量清洁燃气，燃气经过缓冲室(6)降温、减压、除杂质后进入气囊进行充气。本发明结构简单、重量轻、响应快，可全天候可靠工作，是一种能够通过电信号控制进行气囊快速充气的装置。
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