[发明专利]一种固体火箭粉末超燃冲压发动机在审
| 申请号： | 201811095086.5 | 申请日： | 2018-09-19 |
| 公开（公告）号： | CN109322763A | 公开（公告）日： | 2019-02-12 |
| 发明（设计）人： | 刘冰;夏智勋;吕仲;马立坤;赵翔 | 申请（专利权）人： | 中国人民解放军国防科技大学 |
| 主分类号： | F02K9/32 | 分类号： | F02K9/32;F02K7/18;F02K7/14 |
| 代理公司： | 长沙国科天河知识产权代理有限公司 43225 | 代理人： | 邱轶 |
| 地址： | 410073 湖*** | 国省代码： | 湖南;43 |
| 权利要求书： | 查看更多 | 说明书： | 查看更多 |
| 摘要： | 一种固体火箭粉末超燃冲压发动机，包括进气道、燃气发生器、超声速燃烧室以及尾喷管，还包括粉末供应系统，在所述进气道的内壁上开设有联通粉末供应系统的粉末喷出口，粉末供应系统输出的粉末燃料经粉末喷出口推进到进气道，进气道内的超声速来流空气卷吸粉末燃料以实现粉末燃料与超声速来流空气的掺混且在掺混后进入超声速燃烧室，粉末燃料以及富燃燃气在超声速燃烧室中燃烧产生的高温高压气体经尾喷管膨胀做功，产生推力。本发明可以通过粉末供应装置实现粉末燃料的供应量、供应速度等参数进行主动调节，具备推力可调的优点，可以使飞行器具有更好的机动性和更广的空域范围。 | ||
| 搜索关键词： | 粉末燃料 进气道 超声速 燃烧室 粉末供应系统 超燃冲压发动机 固体火箭 喷出口 尾喷管 掺混 粉末供应装置 高温高压气体 燃气发生器 膨胀做功 主动调节 供应量 可调的 飞行器 富燃 卷吸 联通 内壁 空域 燃气 燃烧 输出 | ||
【主权项】：
1.一种固体火箭粉末超燃冲压发动机，包括进气道、燃气发生器、超声速燃烧室以及尾喷管，来流空气经进气道进入超声速燃烧室，燃料在燃气发生器中燃烧，生成高温富燃燃气，富燃燃气经燃气发生器的出口喷管进入超声速燃烧室，其特征在于：还包括粉末供应系统，在所述进气道的内壁上开设有联通粉末供应系统的粉末喷出口，粉末供应系统输出的粉末燃料经粉末喷出口推进到进气道，进气道内的超声速来流空气卷吸粉末燃料以实现粉末燃料与超声速来流空气的掺混且在掺混后进入超声速燃烧室，粉末燃料以及富燃燃气在超声速燃烧室中燃烧产生的高温高压气体经尾喷管膨胀做功，产生推力。
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于中国人民解放军国防科技大学，未经中国人民解放军国防科技大学许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/201811095086.5/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 同类专利
- 一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置-201910621059.5
- 赵昌方;郑浩;邢成龙;乐贵高;王鑫;王亮 - 南京理工大学
- 2019-07-10 - 2019-11-08 - F02K9/32
- 本发明公开了一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，包括支撑环、横向支撑板、转动销轴、液压杆、连接板、纵向固定板、导流台、旋转轴、耳套、液压支腿、支撑块和第一耳套。横向支撑板中心开有圆形通孔，支撑环固定在横向支撑板圆形通孔上，四个弧形支撑块对称环形分布在横向支撑板的圆形通孔周围，与设有液压支腿相对的一侧的横向支撑板底面固连有纵向固定板；导流台固定在纵向固定板的一侧，连接板为U形板，连接板与旋转轴转动连接，旋转轴两端分别设有第一耳套，第一耳套与纵向固定板固连，连接板的开口端用于连接火箭发射车尾部，液压杆一端穿过连接板的开口端与第二耳套通过转动销轴转动连接，第二耳套固定在横向支撑板和纵向固定板上。
- 一种双脉冲固体发动机的顶盖体-201910464305.0
- 张棚;杨渊;高阿婷;赵飞;许玉荣;高列义 - 湖北航天技术研究院总体设计所
- 2019-05-30 - 2019-08-23 - F02K9/32
- 本发明公开了一种双脉冲固体发动机的顶盖体，该装置包括隔层连接件、双脉冲点火连接件和前接头，所述隔层连接件呈环状且其上设有第一通孔，所述双脉冲点火连接件设于所述隔层连接件的上方并与所述隔层连接件一体成型，所述双脉冲点火连接件上设有第二通孔，所述双脉冲点火连接件沿所述第二通孔外侧依次设有第一连接口和第二连接口，所述第一连接口用于固定一脉冲点火装置，所述第二连接口用于固定二脉冲点火装置，所述前接头呈环状并套设于所述双脉冲点火连接件的外侧，所述前接头与双脉冲点火连接件一体成型。本发明提供的顶盖体，集隔层连接件、双脉冲点火连接件和前接头为一体，结构简化且质量小，提高了发动机的使用性能。
- 一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法-201910212967.9
- 葛志强;吉志强;高扬;李忠友;姚南;陈炉洋;吴世曦 - 湖北航天化学技术研究所
- 2019-03-20 - 2019-07-02 - F02K9/32
- 提供了一种回收固体火箭发动机壳体的简易方法，包括以下步骤：(1)将待回收的固体火箭发动机浸泡于复合降感剂液体中，或者将复合降感剂液体灌装于固体火箭发动机壳体中；(2)静止放置，使固体推进剂装药溶胀变形，直至绝热层和包覆层与发动机壳体界面脱粘；(3)将浸泡的固体火箭发动机从复合降感剂液体取出，或者从固体火箭发动机壳体中倒出复合降感剂液体，然后用机械或人工方式将已经降感变软的固体推进剂装药切割出来，并将已经脱粘的绝热层、包覆层剥离下来；(4)反复进行上述步骤(1)～(3)，直至推进剂装药、包覆层、绝热层完全清除，固体火箭发动机壳体内壁干净。本发明具有安全、简便、适应性广和设备投资小的优点。
- 一种水下航行体用端燃火箭发动机重心配平装置-201710951549.2
- 王革;马东;郭子豪;李冬冬;陈磊;于俊卫;杨海威;顾璇 - 哈尔滨工程大学
- 2017-10-13 - 2019-05-21 - F02K9/32
- 本发明提供一种水下航行体用端燃火箭发动机重心配平装置，在水下航行体的中部设置端燃药柱，端燃药柱的两端分别设置前封头和后封头，后封头连接长尾喷管，长尾喷管的端部伸出至水下航行体外，在端燃药柱两端的水下航行体内分别设置有前配平腔和后配平腔，在前配平腔内设置有可移动的前配平板，在后配平腔内设置有可移动的后配平板，在前配平腔和后配平腔的周向分别设置有与外界相通的孔。本发明的发动机置于水下航行体的中部，较少质量的海水便可实现重心稳定，消极空间较小。同时，由于采用端燃式药柱，通过移动平板来引进海水量的操作简单易控。整个弹体结构简单，操作可行性强。
- 一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构-201810443282.0
- 李世鹏;于剑桥;刘梦莹;于文浩 - 北京理工大学
- 2018-05-10 - 2019-05-10 - F02K9/32
- 本发明涉及一种多功能的模块化固体火箭发动机组合喷管结构，属于固体火箭发动机领域。本发明通过模块化设计而便于加工，合理布局。采用折叠式弹翼安装结构，利用喷管附近内部空间实现弹翼不突出弹体直径部分，实现弹体直径前后一致，减小弹体局部增大的问题，实现了发动机部位的复用。引入转接支座模块实现了对称安装两个相同的燃烧室，减少发动机工作过程中质心变化，降低控制难度。组合式绝热结构同时实现了防止壳体烧蚀和解决了外部机构的防热，防止作动系统过热。与现有大部分布局结构相比，本发明具有与弹上控制系统、弹翼结构协调配合，结构简单，布局合理，质量减轻，可以更加合理有效的进行防热防震等优点。
- 分级增压燃烧固体火箭发动机-201810399084.9
- 刘洋;何国强;董新刚;何渊博;刘佩进;李效聪;付本帅 - 西北工业大学
- 2018-04-28 - 2019-04-02 - F02K9/32
- 本发明公开了分级增压燃烧固体火箭发动机，包括沿轴向依次相连接的前一次燃烧室、后一次燃烧室、增压室和主燃烧室，主燃烧室后端用于与喷管连接，增压室内设置有外增压通道和内增压通道，内增压通道与前一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压；内增压通道与前一次燃烧室通过后一次燃烧室轴向连通；外增压通道与后一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，将通过其内的气流增压，并输送至主燃烧室，增压后的两种气流混合燃烧。分级增压燃烧固体火箭发动机使富燃推进剂和富氧推进剂分别独立进行一次燃烧，燃烧温度和压强都保持在较低的可控范围内，使一次燃烧室的壳体和绝热层质量都会有很大程度的减小；增压二次燃烧后，得到更大的推力。
- 一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层-201811635726.7
- 高阿婷;杨渊;张棚;赵飞;许玉荣;李莹;王亚洲;于泉;方锡惠;高烈义 - 湖北航天技术研究院总体设计所
- 2018-12-29 - 2019-03-08 - F02K9/32
- 本发明公开了一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层，涉及双脉冲固体火箭发动机技术领域。本发明设计的软质隔层包括锥体、套筒和连接套，锥体包括三元乙丙橡胶层和碳布层；套筒包括三元乙丙橡胶层、碳布层和碳纤维缠绕层；连接套一端与点火装置连接，另一端与套筒远离锥体的一端连接，实现了双脉冲发动机的脉冲隔离，通过锥体与一二脉冲的绝热层的粘接及连接套与点火装置的连接密封可实现一体化成型，该方法简化了一体化成型工艺，能有效减少消极质量，提高发动机质量比。
- 一种火箭发动机外部紧固装置-201610969660.X
- 孙晓娇;沈铁华;薛牧遥;乐浩;陈振阳 - 上海新力动力设备研究所
- 2016-10-27 - 2019-03-01 - F02K9/32
- 本发明提供一种火箭发动机外部紧固装置，由紧固包带组成，其特征在于，所述紧固包带两端分别设有第一连接端和第二连接端，所述第一连接端和第二连接端上设有相互配合的活动连接装置。本发明提供的火箭发动机外部紧固装置结构简单、可靠实用，用于对销钉连接结构中的销钉进行径向固定，有效地防止配合间隙较大的销钉从销钉孔中脱落；有效地对空空导弹外型面进行气动整形，降低了导弹气动阻力。
- 一种用于火箭单发动机的密封过导线堵盖-201821081836.9
- 杜红英;李杰;胡会芳;范林盛;曹海金 - 晋西工业集团有限责任公司
- 2018-07-09 - 2019-02-19 - F02K9/32
- 本实用新型涉及一种用于火箭单发动机的密封过导线堵盖，属于发动机密封领域。本实用新型的密封过导线堵盖，包括堵盖本体和密封体；堵盖本体中心轴向开有阶梯孔，前端大孔的内壁轴向两条半圆形的长槽；密封体为外径与堵盖本体中心大孔内径匹配，且密封体的侧壁轴向开有两条与堵盖本体中心大孔匹配半圆形的长槽；点火具引出的两条导线从堵盖本体中心较小圆柱形通孔穿入、并从对正后端的密封体侧壁与堵盖本体中心较大圆柱形通孔内壁形成的两条长孔内穿出；密封体、导线以及堵盖本体中心较大圆柱形通孔之间填充密封胶。本实用新型的密封过导线堵盖，在装配时不会使导线缠绕或搅断、密封效果好。
- 一种固体火箭粉末超燃冲压发动机-201811095086.5
- 刘冰;夏智勋;吕仲;马立坤;赵翔 - 中国人民解放军国防科技大学
- 2018-09-19 - 2019-02-12 - F02K9/32
- 一种固体火箭粉末超燃冲压发动机，包括进气道、燃气发生器、超声速燃烧室以及尾喷管，还包括粉末供应系统，在所述进气道的内壁上开设有联通粉末供应系统的粉末喷出口，粉末供应系统输出的粉末燃料经粉末喷出口推进到进气道，进气道内的超声速来流空气卷吸粉末燃料以实现粉末燃料与超声速来流空气的掺混且在掺混后进入超声速燃烧室，粉末燃料以及富燃燃气在超声速燃烧室中燃烧产生的高温高压气体经尾喷管膨胀做功，产生推力。本发明可以通过粉末供应装置实现粉末燃料的供应量、供应速度等参数进行主动调节，具备推力可调的优点，可以使飞行器具有更好的机动性和更广的空域范围。
- 固体火箭发动机点火端的固定及密封结构-201710651581.9
- 曹袁;王海涛;李居耀;唐智威;张鹏;毛弋;刘涛;吴焱岷 - 曹袁
- 2017-08-02 - 2019-02-01 - F02K9/32
- 本发明公开了一种固体火箭发动机点火端的固定及密封结构，包括发动机壳体、固定在发动机壳体端部内的喷管、设置在发动机壳体内的固体燃料柱、以及设置在固体燃料柱内的点火头导线，还包括密封膜、塞子和固定带。本发明通过密封膜、塞子等对固体火箭发动机的点火端进行密封，能阻止湿气、杂物、昆虫等进入发动机内损坏燃料柱、点火头等，密封效果好。且通过固定带固定塞子和点火头导线，可使点火头的固定更可靠，能避免点火头松动影响发动机点火性能。而且本发明固体火箭发动机点火端的固定及密封结构还具有结构简单，生产成本低的优点。
- 一种固体火箭发动机变角度离心过载点火试验装置及试验方法-201811302990.9
- 李斌;魏彰;雷娅琴;王勇;左都均;袁登强;孟凡春 - 西安航天动力测控技术研究所
- 2018-11-02 - 2019-01-18 - F02K9/32
- 本发明提出一种固体火箭发动机变角度离心过载点火试验装置及试验方法，试验装置包括离心机传动系统、离心机转臂系统、配重舱、仪器舱和旋转舱；旋转舱布置在转臂外端的中空结构内，旋转舱侧面通过转轴与转臂连接；旋转舱还通过螺旋式调节装置与转臂铰接，通过调节螺旋式调节装置的长度，能够带动旋转舱绕与转臂连接的转轴转动。本发明解决了发动机安装角度不可调的难题。该试验装置结构新颖、创新性强，经过试验验证，发动机安装调试方便、安全可靠，满足发动机在变角度过载状态下的离心过载点火试验的要求。
- 一种适用于固体火箭发动机的螺环连接结构-201820377621.5
- 赵昆;刘沛;王立武;林志远;冯晓柏;周璟;余秀华;独娟子;李鑫 - 西安航天动力技术研究所
- 2018-03-20 - 2018-12-04 - F02K9/32
- 本实用新型公开了一种适用于固体火箭发动机的螺环连接结构，属于固体火箭发动机技术领域，包括：燃烧室、点火装置及螺环；所述螺环为圆筒状结构，该圆筒状结构设有内螺纹，其端部一体加工有向螺环轴线方向凸出的环形限位台；所述燃烧室的端部设有圆筒状结构，该圆筒状结构设有外螺纹；所述点火装置安装在燃烧室的圆筒状结构内，其一端抵触在燃烧室的限位凸台上进行限位；螺环与燃烧室的圆筒状结构螺纹连接，且螺环的环形限位台抵触在点火装置的另一端，将点火装置压紧在燃烧室的限位凸台上；本实用新型既能够实现点火装置的周向定位，又可方便的进行点火装置的拆装。
- 一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置-201710888171.6
- 刘洋;高勇刚;付本帅;陈剑 - 西北工业大学
- 2017-09-27 - 2018-11-02 - F02K9/32
- 本发明公开一种用于固体火箭燃气超燃冲压发动机的扰流装置，包括扰流装置本体，扰流装置本体用于放置于固体火箭燃气超燃冲压发动机的隔离段内，并将进气道隔离段内分成该扰流装置的左侧和右侧的两个气体流道；所述扰流装置本体由前到后包括依次相连接的尖劈段、等直段和交错段；交错段的上下、左右侧面与等直段的相对应的侧面均分别为一平面；该交错段内由前到后开通有一条或者多条一次燃气通道，当为多条时，其在竖直方向上间隔排布；该交错段的左右侧面分别为侧面b和侧面c，侧面b和侧面c间设置有倾斜面d和倾斜面e，所述倾斜面d由侧面b的前端朝向侧面c的后端倾斜，所述倾斜面e由侧面c的前端朝向侧面b的后端倾斜，倾斜面d和倾斜面e依次交替排布于一次燃气通道的两侧。该扰流装置提高了一次燃气在燃烧室中的燃烧效率。
- 一种固体助推火箭发动机-201610335456.2
- 史丰雨;陈曦;曾金桥;刘浚榕;吕磊;吴刚;王菲;余永春;陈永钊 - 湖北三江航天江河化工科技有限公司
- 2016-05-19 - 2018-08-24 - F02K9/32
- 本发明公开了一种固体助推火箭发动机，包括前壳体和后壳体，后壳体安装有喷管和点火器，前壳体的前部设有前挡药板，后壳体内靠点火器处设有后挡药板，前挡药板和后挡药板之间安装有推进剂。该固体助推火箭发动机在多个产品进行了应用，已进行了模拟抛射等诸多试验，试验均圆满成功，通气量、推力，内弹道等均满足要求，后挡药板牢靠，无抛出物。此种结构简单，设计合理，可靠性高，具有实用价值。
- 一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺-201611158302.7
- 李照勇;周俊忠;王东吉;王文平;汤长俊;申向军;白俊峰 - 晋西工业集团有限责任公司
- 2016-12-15 - 2018-06-12 - F02K9/32
- 本发明涉及一种整体式非金属发动机空体及其绝热层同步成形工艺，属于火箭发动机领域。本发明的成形工艺：加工前接头和后接头，前接头和后接头均为金属材料加工而成的环形连接件；加工前芯模和后芯模，后芯模与前芯模螺纹对接，形成与拉瓦尔喷管内形相匹配的缠绕支撑平面；在前芯模和后芯模的定形段上涂抹脱模剂和绝热涂料；喉衬套在后芯模与前芯模的螺纹对接处；将玻璃纤维丝通过缠绕工艺缠绕固定在前接头和后接头之间，卸下前芯模和后芯模后得到内壁附着绝热层的整体式非金属火箭发动机空体。本发明的成形工艺实现了火箭发动机空体及其绝热层同步成形，绝热层厚度均匀。
- 场效应自由能固体燃料火箭发动机-201710877470.X
- 刘南林;刘铁林;曾永海 - 深圳市特斯拉科技实业有限公司;刘南林
- 2017-09-18 - 2018-04-20 - F02K9/32
- 场效应自由能固体燃料火箭发动机，是由具有燃烧室和喷嘴的机壳、固体燃料输送系统及量子场效应非接触点火系统构成。采用碳纳米材料量子场效应非接触点火系统，在生成激发燃烧链式反应的所必需的活性氧原子同时，还能够大幅度降低固体燃料化学反应的活化能，加快燃烧反应速度；采用经超速冷凝而形成的亚稳态物质大块非晶金属合金纳米颗粒作为还原剂，能够瞬间释放巨大的自由能，形成高温、高压、高速、高密度气流从喷嘴射出，产生巨大的推力。与现有产品相比，该发动机具有比冲高、推力范围大、能反复启动、能控制推力大小、工作时间较长等特点。其技术属于固体燃料火箭发动机领域，适用于作为陆地、海上运载工具动力和空间飞行器动力。
- 一种卧式自密封微推进器的制备方法-201610389867.X
- 袁建平;侯建文;谢建兵 - 西北工业大学
- 2016-06-03 - 2018-02-23 - F02K9/32
- 本发明公开了一种卧式自密封微推进器及其制备方法，用于纳、皮卫星的位置保持、姿态控制和轨道调整等，属于微推进技术和微机电系统(MEMS)领域。该推进器的燃烧室密封在硅基上燃烧室、隔离层和玻璃片之间，燃烧室形状可控，推进剂存储量大，点火器接触面积大，有效的避免了外界环境对于火药的影响，使火药不易受潮、泄露，有效的提高了点火速度和可靠性，提高了出射时的能量密度、出射速度并且能够提高推进方向的精度。本发明提出的制备工艺目前已经很成熟，易于实现批量加工。
- 一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置-201610881144.1
- 王革;张琦;马东;李冬冬;赵明阳;张莹;张赛文 - 哈尔滨工程大学
- 2016-10-10 - 2018-01-19 - F02K9/32
- 本发明提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，以提高推力和比冲。通过作动系统，时喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。
- 一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置-201610881143.7
- 王革;张琦;马东;李冬冬;赵明阳;张莹;张赛文 - 哈尔滨工程大学
- 2016-10-10 - 2018-01-19 - F02K9/32
- 本发明提供一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段安装有环形进气道，环形进气道与弹体之间设置有附面层隔道，环形进气道由入口段、隔离段、附加扩张段组成，环形进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，空气入射口的端部设置有堵盖，入口段设置有可移动的锥形体，空气入射口外壁与附加扩张段之间设置有作动系统。本发明利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧，能量利用率高，推力和比冲提高。采用外压式超音速进气道，结构简单易控，操作可行性强。
- 一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板-201720323573.7
- 孙兵;张可;权维利;颜晋芳;金雪梓 - 内蒙动力机械研究所
- 2017-03-30 - 2018-01-02 - F02K9/32
- 本实用新型涉及一种适用于多脉冲固体火箭发动机的熔膜式隔板，由隔板固定体、隔板绝热体及隔板堵片组成，隔板固定体采用2A12高强铝合金材料，隔板固定体两侧模压成型有隔板绝热体；隔板绝热体采用高硅氧纤维/酚醛树脂模压制品，隔板绝热体和隔板固定体整体模压成型后整体机加至设计状态，隔板绝热体和隔板固定体中间相同位置处开设有燃气孔；隔板堵片采用2A12材料，隔板堵片粘接在发射发动机一侧的隔板绝热体上，粘接好的隔板堵片在发射发动机一侧涂覆一层南大703胶膜。本实用新型的熔膜式隔板适用于中、小型发动机；成本低廉、结构简单；喷出物飞出时间晚、颗粒直径小，且对药型无特殊要求。
- 一种固体火箭发动机用修复装置及其修复方法-201710607372.4
- 胡秀太;黄晓华;周远东 - 湖北三江航天江河化工科技有限公司
- 2017-07-24 - 2017-12-01 - F02K9/32
- 本发明公开了一种固体火箭发动机用修复装置及其修复方法，该修复装置包括储料罐，其出料口通过软管连接金属导管；软管靠金属导管处还安装有振动电机，储料罐还连接有氮气气源。本装置采用振动、加压模式，可以有利于灌浆料的流动以及顺利灌入脱粘处，通过排气孔排气，更有利于灌浆料的流动，避免气体的影响，从而达到灌密实的目的；通过定量控制，有利于提高灌浆的准确度和效率；还可通过远程控制和防爆电机，可提高安全性。该装置彻底解决了深度脱粘缺陷修复的难题，实现了远程、定向、定量灌封的目的。
- 一种固体发动机复合材料裙结构-201720236941.4
- 孙松强;陈剑;李书军;张永亮;石小平;杨自燕;王金宝;王雨;任德林;赵鹏飞;雍坤 - 成都联科航空技术有限公司
- 2017-03-10 - 2017-10-17 - F02K9/32
- 本实用新型涉及裙结构领域，特别是一种固体发动机复合材料裙结构，其包括：裙体，所述裙体在从外端向裙结构内延伸中变厚，所述裙体的周向上均布有若干条形通槽，条形通槽一端连通裙体的外端形成开口结构；柱段，所述柱段为圆柱形等壁厚结构，柱段一端和裙体连接并且外表面平滑过渡；法兰段，所述法兰段和柱段连接，并且法兰段外壁和柱段外壁平滑过渡，所述裙体、柱段和法兰段一体成型，本实用新型的发明目的在于提供一种一次性成型出复合材料裙体和法兰端的整体结构、省去法兰端面与裙体的连接工艺、裙体厚度渐变、更轻、成本更低、缩短制造周期的固体发动机复合材料裙结构。
- 一种用于高浓度过氧化氢变推力固液火箭发动机的流量定位可调直流喷注器-201610270582.4
- 俞南嘉;赵博;王珏 - 北京航空航天大学
- 2016-04-27 - 2017-09-12 - F02K9/32
- 本发明公开一种适用于高浓度过氧化氢变推力固液火箭发动机的流量定位可调直流喷注器，包括头盖、喷注器壳体、阀芯、上盖、入口接头。所述头盖顶部安装入口接头；固定于头盖内腔中，与头盖间具有间隙；喷注器壳体外壁上设有推进剂入口，底端开有推进剂出口；喷注器壳体顶部还安装有上盖。阀芯设置于喷注器壳体内腔中；由入口接头进入头盖内腔中的推进剂，经推进剂入口进入喷注器壳体内腔，通过弹簧和气液压差驱动阀芯动作，阀芯与推进剂出口分离，推进剂喷出。本发明简单可靠、喷注压降小、尺寸小、响应快；通过与可调文氏管配合，可以在流量调节比较大时保持较小的喷注压降的变化。
- 一种小型复合固体火箭发动机壳体与药柱的安全分离装置-201410349644.1
- 李忠友;葛志强;吉志强;熊伟强;姚南 - 湖北航天化学技术研究所
- 2014-07-22 - 2017-07-28 - F02K9/32
- 一种小型复合固体火箭发动机壳体与药柱的安全分离装置，包括密封安装于待处理发动机壳体上下两端的上密封座、下密封座；上密封座上设有进液口，进液口处连接有用于调节降感液进入待处理发动机壳体的流量的进液阀门；下密封座上设有出液口，出液口处连接有用于调节降感液流出待处理发动机壳体的流量的出液阀门；上密封座内设有用于切割待处理发动机壳体内药柱的圆筒刀；圆筒刀为上端封闭、下端开刃的圆筒状结构；用于推动圆筒刀向下切割药柱的推动杆穿过上密封座与圆筒刀连接；推动杆与上密封座接触处为动密封。本发明具有安全、效率高和设备投资小的优点。适用于小型报废固体火箭发动机的回收处理。
- 一种小型复合固体火箭发动机药柱原位提取AP装置-201410349562.7
- 李忠友;吉志强;葛志强;熊伟强;姚南 - 湖北航天化学技术研究所
- 2014-07-22 - 2017-06-06 - F02K9/32
- 一种小型复合固体火箭发动机药柱原位提取AP装置，包括密封安装于待处理发动机壳体上下两端的上密封座和下密封座、置于上密封座内用于挤压待处理发动机壳体内药柱将AP挤出的芯孔塞；所述芯孔塞上部呈倒圆台状结构；芯孔塞下部插装于药柱芯孔；芯孔塞下部与药柱芯孔为间隙配合；芯孔塞侧壁上设有多个用于均衡萃取深度的环形积液槽；上密封座上设有进液口，进液口处连接有用于调节降感液进入待处理发动机壳体的流量的进液阀门；下密封座上设有出液口，出液口处连接有用于调节降感液流出待处理发动机壳体的流量的出液阀门。本发明具有安全、效率高、设备投资小等优点，适用于小型报废固体火箭发动机药柱中AP的提取回收处理。
- 一种框架支撑结构-201510745128.5
- 郑庆;孙福合;陈昌将;张伟青;麦玲;尹胜杰;李建;童悦 - 上海新力动力设备研究所
- 2015-11-06 - 2017-05-17 - F02K9/32
- 本发明公开了一种框架支撑结构，包括蒙皮架和支座，通过手工氩弧焊进行焊接，巧妙的将蒙皮的支撑结构和电连接器的支撑结构结合在一起，同时向电缆罩提供了固定螺钉接口，简化了发动机的结构；所述框架支撑结构表面分布了10个螺纹孔，通过8个M4螺钉与蒙皮进行连接，2个M5螺钉与电缆罩进行连接，4个M2螺钉分别与2个电连接器进行连接；所述框架支撑结构通过4个M4螺钉连接于轨控发动机壳体支架上。本发明采用了一体化的框架支撑结构，在满足功能的基础上，简化了结构，降低了质量，从而提高了发动机的性能，同时简便的结构有利于发动机的装配。
- 一种整体式非金属火箭发动机空体的加工工艺-201611158316.9
- 汤长俊;李照勇;李飞;张全秀;张培秀 - 晋西工业集团有限责任公司
- 2016-12-15 - 2017-04-26 - F02K9/32
- 本发明涉及一种整体式非金属火箭发动机空体的加工工艺，属于火箭发动机领域。本发明的加工工艺加工前接头和后接头，前接头和后接头均为金属材料加工而成的环形连接件；加工前芯模和后芯模，后芯模与前芯模螺纹对接，形成与拉瓦尔喷管内形相匹配的缠绕支撑平面，喉衬套在后芯模与前芯模的螺纹对接处；将玻璃纤维丝通过缠绕工艺缠绕固定在前接头和后接头之间，卸下前芯模和后芯模后得到整体式非金属火箭发动机空体。本发明的加工工艺实现了火箭发动机空体一次成形，工艺简单，内形精度高，保证了产品质量，降低了制造成本。
- 电动滑盘阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置-201510557746.7
- 邹晗霆;陈雄;高昌印;陈婉秋 - 南京理工大学
- 2015-09-02 - 2017-04-19 - F02K9/32
- 本发明公开了一种电动滑盘阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，包括拥有圆柱形内腔的套筒，伸入套筒内腔并与套筒转动配合的阀芯，提供转动输出的驱动电机，与驱动电机输出端连接的传动丝杆，与传动丝杆组成丝杠结构的传动螺母，将传动螺母的直线运动转换为阀芯转动运动的传动杠杆；本发明在工作过程中受热均匀，不易出现喉道沉积堵塞，适合导弹的续航推进；且所需驱动功率较小，结构简单，装配容易，成本较低，调节精度高。
- 一种固体火箭发动机分段的环键连接结构-201521145129.8
- 李静 - 中国航天科工集团第六研究院四十一所
- 2015-12-18 - 2016-11-30 - F02K9/32
- 本实用新型涉及一种固体火箭发动机分段的环键连接结构，包括壳体接头、多块环键和喷管接头，所述的多块环键安装在壳体接头键槽和喷管接头键槽组成的一圈键槽中，环键与键槽在壳体的轴线方向为间隙配合，在壳体的径向方向为大间隙配合，用于连接喷管接头与壳体接头来固定喷管。本实用新型适用于固体火箭发动机分段之间的连接，工艺性好，装配和拆卸简单，不需专用工装，结构可靠性高，可减轻固体火箭发动机的消极质量，可有效缩短发动机的轴向尺寸。
- 专利分类
