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[发明专利]一种固体火箭发动机壳体接头及成型方法-CN202310570775.1在审
发明人：杨自燕;尹军华;王雨;周超;陈永桢 -专利权人：成都联科航空技术有限公司
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机壳体接头及成型方法，接头包括主体，主体为空腔的环状结构，主体的内圈厚度大于外圈厚度，主体由碳纤维复合材料制成，主体的内圈上布设有多个贯通孔，贯通孔的底部设置有凸部，凸部的底面与主体的底面平齐，贯通孔内设置有嵌件，嵌件为金属材料结构件，嵌件包括一体成型的第一柱体和凸体，凸体与凸部相匹配，第一柱体内设置有与第一柱体同轴的螺纹孔。当接头与壳体连接后，嵌件与复合材料主体具有较好的连接强度，螺纹孔由原来的设置在主体上转为设置在嵌件内，螺纹孔的连接强度得到提高，主体整体结构的强度能满足接头连接强度要求。
一种固体火箭发动机壳体接头成型方法

[发明专利]可复用小型固体火箭发动机-CN202310682563.2在审
发明人：李一博;张芷源 -专利权人：张芷源
申请日： 2023-06-09 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开一种可复用小型固体火箭发动机，包括发动机壳体，发动机壳体内安装有燃料组件，燃料组件的两端分别安装有堵头和喷口，堵头和喷口的一端位于发动机壳体内，堵头和喷口与发动机壳体之间分别安装有密封圈，堵头和喷口远离燃料组件的一端分别安装有卡簧，卡簧位于发动机壳体内。本发明采用卡簧固定，将喷口和堵头装入发动机外壳之后在外侧安装金属垫圈及卡簧，经仿真计算确保其具有足够的强度，且便于安装与拆卸，且气密性优于传统工艺，可重复利用。喷口和堵头均可批量生产，进一步降低成本。连接件为标准件，廉价易得。成品一致性好，安全系数高，工艺简单，便于青少年动手操作，有利于让更多的青少年接触火箭爱好，扩大群众基础。
可复用小型固体火箭发动机

[发明专利]大型固体火箭喷管与燃烧室对接装置及方法-CN202310502698.6在审
发明人：谢志江;王康;陈超;朱奕斯;李彦琪;莫梓铭;张锐;苏振均 -专利权人：重庆大学
申请日： 2023-05-06 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：发明提供大型固体火箭喷管与燃烧室对接装置及方法。该装置内调节三个旋转自由度的各个调节机构的旋转轴线均通过喷管法兰面的圆心，且并联机构中的球头、球铰座的球心也与喷管法兰面圆心重合，故六个自由度之间完全解耦，且误差解耦，所以控制简单、效率高、精度高。同时法兰面圆心与喷管重心近似重合，故装置能以低转矩完成位姿的调节，安全性和可靠性高。本装置采用了箱式结构，实现了空间复用，减小了装置的整体体积，提高了刚度。每个自由度的调节可以通过电动和手动两种方式，方便使用者根据现场具体情况进行调节。综上所述，本装置可以以高精度、高效率、高安全和高可靠性完成喷管空间六自由度位姿调整及与燃烧室的对接。
大型固体火箭喷管燃烧室对接装置方法

[发明专利]一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机-CN202310459334.4在审
发明人：张明博;俞志强;徐华军;雷禄;归露晨 -专利权人：浙江省军工集团股份有限公司
申请日： 2023-04-26 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种双燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机，包括主发动机和与所述主发动机同轴设置的副发动机，所述主发动机包括主发动壳体，所述主发动壳体内设有主燃烧室，所述主燃烧室内填充有主固体推进剂，所述主发动壳体一端设有若干绕所述主发动机轴心设置的主喷口，所述主喷口与所述主燃烧室连通，所述副发动机设于所述主发动机上远离所述主喷口的一端，所述副发动机包括副壳体，所述副壳体直径小于所述主发动壳体直径，所述副壳体内设有副燃烧室，所述副燃烧室内设有副固体推进剂，所述副壳体上靠近所述主喷口的一端设有若干副喷口。本发明具有四种点火方式，可根据不同使用要求选择点火方式，从而满足各种不同射程、射速需求。
一种燃烧室多用途涡轮固体火箭发动机

[实用新型]一种燃烧室壳体与喷管壳体的卡环连接结构-CN202320284718.2有效
发明人：朱少华 -专利权人：孝感市桦联工业有限责任公司
申请日： 2023-02-22 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型提供一种燃烧室壳体与喷管壳体的卡环连接结构，包括燃烧室壳体，燃烧室壳体的上表面固定连接有高分子瓶颈，高分子瓶颈的外表面滑动连接有喷管壳体，喷管壳体的外部设有解除限位机构，解除限位机构包括下推板，高分子瓶颈的外表面固定连接有多个舌板，每个舌板的外部均设有限位机构，每个限位机构均包括滑动弧形板，喷管壳体的内部开有多个竖直槽和平衡槽。通过解除限位机构、限位机构和竖直槽之间的配合，能够对喷管壳体进行快速的安装和拆卸，无需使用螺栓就能够对燃烧室壳体和喷管壳体进行稳固的连接，在对喷管壳体检测和维修时更加便捷。
一种燃烧室壳体喷管卡环连接结构

[发明专利]一种组合式锥段复合壳体结构-CN202111592462.3有效
发明人：林天一;郑庆;杨明;童悦;薛潇潇;何鹏;江真;王林祥;李德华;金书明 -专利权人：上海新力动力设备研究所
申请日： 2021-12-23 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种组合式锥段复合壳体结构，包括：带锥复合壳体、前舱和舱段连接结构；前舱通过舱段连接结构安装在带锥复合壳体头部。本发明通过复合壳体锥段结构设计大幅度提高复合壳体空间利用率，结合前舱结构实现带锥段助推级发动机装药空间有效利用，同时大幅度降低了壳体消极质量，提高发动机冲质比，避免传统非锥段复合壳体结构空间利用率低，舱段对接空间无法利用，结构整体消极质量大等问题，同时利用舱段连接结构实现了火箭垂直状态下前舱重力的分摊，及内压工作状态下轴向受力的释放，避免了前舱与复合壳体间侧变形不协调。
一种组合式复合壳体结构

[发明专利]一种高比功率推进装置-CN202211555980.2在审
发明人：王浩;何丽芩 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2022-12-06 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种高比功率推进装置，包括传扩爆装置、弹簧钢片、点火药室、燃烧室、喷管、主装药、点火药；所述传扩爆装置用于点燃点火药室内的点火药；所述点火药室设置在燃烧室后端，且二者之间设有药室盖；所述主装药设置在燃烧室内，喷管设置在燃烧室前端，且喷管与主装药之间设有弹簧钢片；所述主装药采用双芳‑3火药；所述喷管为多喷管结构，其没有收敛段，通过直通段直接连接扩张段。实现发动机在较小体积质量的情况下，提供了大推力。
一种功率推进装置

[发明专利]一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法-CN202310148321.5在审
发明人：请求不公布姓名 -专利权人：陕西凌空科技有限公司
申请日： 2023-02-22 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机的复合材料壳体及其成型方法。包括由金属材质的前封头和前裙构成的前部壳体、由金属材质的后封头和后裙构成的后部壳体，前封头与前裙焊接连接，后封头与后裙焊接连接，在前部壳体与后部壳体之间设有金属材质的直筒段壳体，直筒段壳体的前端与前封头的后端焊接连接，直筒段壳体的后端与后封头的前端焊接固定；在直筒段壳体的外侧设有采用高强度碳纤维耐高温改性酚醛树脂层合板环向缠绕形成的缠绕壳体且缠绕壳体的两端分别覆盖前部壳体与直筒段壳体之间、直筒段壳体与后部壳体之间的壳体焊缝。本发明实现了火箭发动机壳体的轻量化设计并具备一定的防热功能，其生产成本不显著增加的同时全面提升固体火箭发动机性能。
一种固体火箭发动机复合材料壳体及其成型方法

[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头及成型方法-CN202211736508.9在审
发明人：杨自燕;尹军华;王雨;唐建明 -专利权人：成都联科航空技术有限公司
申请日： 2022-12-30 - 公布日： 2023-05-26 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头及其成型方法，接头包括主体，主体为空腔的环状结构，主体为碳纤维复合材料制成，其特征在于，主体的内圈厚度大于外圈厚度，主体的内圈上布设有多个贯通孔，贯通孔的底部设置有凸部，凸部的底面与主体的底部平齐，贯通孔内连接有与贯通孔向匹配的连接杆。采用本发明的接头，当接头与壳体连接后，由原来的螺纹孔受力转为接头主体受力，不会影响接头与连接杆的连接强度，满足接头对连接强度的要求，且凸部的设置做作为防转设计，防止连接杆在贯通孔内旋转，在另一方面主体碳纤维复合材料制成，可以保证接头的强度，同时解决接头与燃烧室壳体粘接面因不同材料造成的界面粘接问题。
一种固体火箭发动机燃烧室壳体接头成型方法

[发明专利]一种多轴向编织复合材料的壳体-CN202310046786.X在审
发明人：汪俊;吴志雨;王尧尧;孙正;王永利;刘家乐 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-01-31 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种多轴向编织复合材料的壳体，包括筒身段和位于筒身段两端的封头，筒身段和封头的编织纱线包括轴向纱、螺旋纱和环向纱，所述轴向纱自一端封头端部起始到另一端封头端部结束编织，所述螺旋纱自一端封头端部起始与轴向纱交织，螺旋编织到另一端封头端部结束，所述环向纱沿筒身段和封头周向排列，与轴向纱和螺旋纱交织。该复合材料壳体结构能够适应固体发动机壳体高承载能力、低结构质量的技术需求，具有承载与耐热兼顾的结构功能，适应新型先进导弹、火箭技术的发展需求。
一种轴向编织复合材料壳体

[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构及其粘接方法-CN202310220610.1有效
发明人：张新航;马俊 -专利权人：陕西普利美材料科技有限公司
申请日： 2023-03-09 - 公布日： 2023-05-16 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧室绝热层结构及其粘接方法，属于固体火箭发动机技术领域。所述绝热层结构包括：前封头绝热层和后封头绝热层，分别粘接于燃烧室壳体的前封头部位和后封头部位；过渡段绝热层，粘接于燃烧室壳体内，所述过渡段绝热层一端与所述前封头绝热层搭接；烧蚀段绝热层，粘接于燃烧室壳体内，所述烧蚀段绝热层一端与所述过渡段绝热层搭接，所述烧蚀段绝热层另一端与所述后封头绝热层搭接；复合绝热层，粘接于所述后封头绝热层表面；前人工脱粘层和后人工脱粘层，分别粘接于所述前封头绝热层表面和所述烧蚀段绝热层表面。该绝热层结构用于长径比大于15的固体火箭发动机燃烧室。
一种固体火箭发动机燃烧室绝热结构及其方法

[发明专利]压电式发汗冷却板、发动机燃烧室及冷却方法-CN202110466274.X有效
发明人：李文强;薛兆瑞;秦飞;何国强;魏祥庚 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-04-28 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了压电式发汗冷却板、发动机燃烧室及冷却方法，该压电式发汗冷却板包括：基底，其分为有孔区域和无孔区域，在基底上的有孔区域布满圆台状的微锥孔，各微锥孔均贯通于基底，且微锥孔的小直径端位于内侧面端；压电陶瓷环，为多个，间隔平贴在基底上的无孔区域，且位于外侧面壁面上；各压电陶瓷环的两相对壁面分别与交流电源的正负极相连接。压电陶瓷环用于：在接通交流电源时，压电陶瓷环产生周期性机械振动，带动基底做周期性变形振动，使各微锥孔发生形变。微锥孔用于：在发生形变的过程中，将冷却液挤入燃烧室内。使用该压电式发汗冷却板，解决了疏松多孔发汗冷却介质由于过热产生的流量分配不均的缺点。
压电发汗冷却发动机燃烧室方法

[发明专利]一种固体火箭发动机的分体式滑块-CN202211712942.3在审
发明人：向进;王相宇;余小波;王鹍鹏;邓康清;朱雯娟;张琪敏;汤亮;刘梦珂 -专利权人：湖北航天化学技术研究所
申请日： 2022-12-27 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机的分体式滑块，包括沿燃烧室壳体径向设置的滑块基座，滑块基座的外侧套装有滑块基体，滑块基体的中心设有与滑块基座外形匹配的装配孔，滑块基体的底部设有与燃烧室壳体紧密配合的瓦形凹槽，滑块基体的顶部设有导弹发射架滑轨，滑块基座的四周设有若干基座连接孔，滑块基体的四周设有若干基体连接孔，基体连接孔通过紧固件与基座连接孔连接。本发明采用分体式结构，滑块基体可自由选择强度高的高强度合金材料，降低滑块的消极质量，满足固体火箭发动机的轻量化设计要求；分体式滑块工件小，且可同步加工，加工难度小，满足大批量生产。
一种固体火箭发动机体式

[发明专利]一种变温变压状态下超长时间密封工作的气体发生器-CN202310137285.2在审
发明人：李云峰;吴敏;杨玲;张浩军;汪耀源;陈哲;王文杰;熊曼莉;韩艳松 -专利权人：湖北航天化学技术研究所
申请日： 2023-02-16 - 公布日： 2023-04-18 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种变温变压状态下超长时间密封工作的气体发生器，包括点火器、燃烧室壳体和后端盖，所述点火器安装在所述燃烧室壳体前端位于中心轴线上的孔座中，所述点火器与该孔座之间设置O形密封圈，所述点火器伸入所述燃烧室壳体的一端包覆有降温垫，所述燃烧室壳体内依次装填有前挡板、引燃药、主药柱、前过滤块、波形弹簧垫圈、后过滤块和后挡板，所述后端盖固定在所述燃烧室壳体的后端。本发明在变温变压条件下密封性能可靠，结构紧凑，产品一致性好，可有效检测，适用于温度压力变化范围较大且有超长时间密封需求的场景。
一种变压状态超长时间密封工作气体发生器

[发明专利]一种固体火箭发动机及其制作方法-CN202310072116.5在审
发明人：徐朝启;薛瑞;邢自扬;王宏元 -专利权人：西安交通大学
申请日： 2023-02-01 - 公布日： 2023-04-14 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明涉及固体火箭发动机领域，公开了一种固体火箭发动机及其制作方法，将外壳体套设在内衬套组合体上，其中，内衬套组合体为可拆分结构，将固体推进剂药柱套设在内衬套组合体的圆筒结构内，内衬套组合体的一端为前封头段，另一端为喷管段；所述前封头段设有点火接口，所述点火器装配在点火接口内，所述喷管堵盖装配在喷管段内，该装置结构简单，大大简化发动机零部件的数量和制造工艺过程，整个制备过程也不涉及复杂的工艺步骤，成品率高，大大提高了性能精度的控制。
一种固体火箭发动机及其制作方法

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