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[发明专利]一种电磁弹射用固体火箭发动机-CN202010005353.6有效
发明人：魏晓云;张赛文;方锡惠;张棚;曾庆江 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-01-03 - 公布日： 2021-03-16 - 主分类号： F02K9/10 文献下载
摘要：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。
一种电磁弹射固体火箭发动机

[发明专利]一种带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制作方法-CN201811628177.0有效
发明人：杨渊;高阿婷;赵飞;张棚;许玉荣;高列义;方锡惠;于泉;焦晓亮;王亚洲 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-28 - 公布日： 2020-11-06 - 主分类号： F02K9/10 文献下载
摘要：本发明公开了带药缠绕一体化结构的双脉冲发动机及制备方法，该发动机包括燃烧室壳体、软质隔层、第一脉冲药柱组件、第二脉冲药柱组件、点火装置和喷管；燃烧室壳体两端分别设有前开口和后开口；软质隔层包括第一段和第二段，软质隔层将燃烧室壳体内腔分隔成靠近后开口的第一腔以及靠近前开口且内外分布的第三腔和第二腔；第一脉冲药柱组件包括第一药柱以及第一绝热层；第一药柱上开设有中心槽；第二脉冲药柱组件包括第二药柱以及第二绝热层；点火装置设于前开口处，其顶盖体具有第二延伸部，第二延伸部两壁面分别与燃烧室壳体和第二绝热层粘接；喷管设于后开口处。本发明第二延伸部与燃烧室壳体和第二绝热层粘接，大大降低了消极质量。
一种缠绕一体化结构脉冲发动机制作方法

[发明专利]一种固体火箭发动机的喷管-CN201811652765.8有效
发明人：许玉荣;祝珊;周子翔;杨渊;赵飞;张棚;高阿婷;方锡惠 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-28 - 公布日： 2020-04-28 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机的喷管，其包括收敛段绝热层、扩散段绝热层和壳体承力层，壳体承力层包括抵接于收敛段绝热层的第一段以及与第一段相连的第二段，第二段与扩散段绝热层相连，第一段的外壁凸设有粘结头，粘结头的两侧分别用于与燃烧室壳体的内壁和燃烧室绝热层粘接相连，第一段的外壁用于与燃烧室壳体相抵接。本发明采用将喷管和燃烧室粘接成一体的方式，取消了喷管和燃烧室之间的连接法兰及其他连接结构，以及喷管与燃烧室壳体的装配台阶，简化了装配工艺流程，减小了喷管的尺寸，有效降低了发动机的质量。
一种固体火箭发动机喷管

[发明专利]一种基于梯度材料的一体化复合喷管-CN201811557069.9有效
发明人：许玉荣;钟志文;陈文杰;方锡惠;周子翔;祝珊;徐节荣 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-19 - 公布日： 2020-03-31 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于梯度材料的一体化复合喷管，该喷管的材料成分从喷管的外壁向内壁呈梯度变化，且喷管包括沿该喷管外壁向内壁依次分布并相连的支撑层、隔热层和耐烧蚀层。将耐烧蚀层的陶瓷基复合材料、隔热层的低导热的隔热材料以及支撑层的金属基复合材料的功能有机地集合，消除各层材料间的拼装的弱界面，增强各层材料之间的相互耦合作用，使得喷管的设计重量将最大限度地得到发挥，从而实现轻量化，同时，各层之间拼接的宏观界面的消除也大幅提高了喷管结构的可靠性。
一种基于梯度材料一体化复合喷管

[发明专利]一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法-CN201811450477.4有效
发明人：赵飞;杨渊;高列义;方锡惠;于泉;许玉荣;高阿婷;张棚;周睿;余明敏 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-11-29 - 公布日： 2020-02-11 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种双脉冲固体发动机装药燃烧室的成型方法，先浇注成型推进剂药柱，再将推进剂药柱、软质隔层、喷管和前接头组装成初始燃烧室，然后将缠绕成型装置的缠绕轴装配到初始燃烧室上形成缠绕芯模，缠绕成型装置预设有一成型空间，将缠绕芯模竖直的安装于成型空间内，使得缠绕轴竖直放置，对缠绕芯模进行缠绕成型得到装药燃烧室。立式缠绕成型时，初始燃烧室的重力作用线与缠绕轴的中心线同轴，解决了缠绕轴刚度不足导致的推进剂药柱损伤和发动机同轴度难以保证的难题。
燃烧室缠绕轴推进剂药柱缠绕芯模装药成型缠绕成型装置固体发动机成型空间双脉冲重力作用线缠绕成型浇注成型立式缠绕软质隔层竖直放置喷管前接头同轴度竖直同轴装配发动机损伤组装保证

[发明专利]一种宽温使用的高能固体火箭发动机-CN201710115454.7有效
发明人：杨渊;方锡惠;高列义;吴晓英;许玉荣;高阿婷;曾强;于泉;陈文杰;吴敏;张义广;鲁国林;董良慈 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-02-24 - 公布日： 2019-08-02 - 主分类号： F02K9/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种宽温使用的高能固体火箭发动机，包括装药燃烧室、点火装置和喷管，装药燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室热防护、推进剂药柱，所述发动机‑55℃～+60℃宽温工作，所述推进剂药柱的推进剂为NEPE推进剂，危险等级为13级，发动机比冲达252s～256s。通过特定设计规则设计发动机，同时采用的调整过配方的NEPE推进剂，可满足宽温工作而不会导致药柱结构完整性在低温环境下破坏，能量高，提高发动机比冲，危险等级满足要求；同时对药柱结构进行合理设计，使用力学性能好能适应高过载的使用环境；通过合理的整体布局和压强设计，充分发挥推进剂高能量特性。总之，成功解决了作为飞行器的动力装置的固体火箭发动机的安全性、能量、复杂环境适应性需求的问题。
一种使用高能固体火箭发动机

[发明专利]一种一体化双脉冲固体发动机软质隔层-CN201811635726.7在审
发明人：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 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2018-12-29 - 公布日： 2019-03-08 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：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。
锥体软质隔层连接套双脉冲套筒三元乙丙橡胶层固体发动机点火装置碳布固体火箭发动机一体化成型工艺双脉冲发动机碳纤维缠绕层一体化成型连接密封脉冲隔离一端连接有效减少一体化绝热层质量比脉冲粘接发动机

[发明专利]一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖-CN201710150205.1有效
发明人：郑振兴;张志强;方欢;陈文杰;方锡惠 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-03-14 - 公布日： 2018-05-18 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种整体式固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖，包括支撑格栅、U型承压板、密封垫和密封圈；所述支撑格栅安装于发动机进气道与补燃室壳体之间；U型承压板嵌入支撑格栅上；密封垫安装在进气道与支撑格栅之间，用于密封补燃室高压燃气；密封圈安装在橡胶密封垫与补燃室壳体之间。本发明采取冲压空气下自动吹除的堵盖设计，避免了易碎式无机玻璃堵盖打开时的爆破力对导弹姿态的影响，以及铰接式堵盖打开后伸入补燃室的堵盖对补燃室燃烧的影响；结构简单、紧凑，对进气道型面影响小；安装方便，使用简单、可靠。
一种整体固体火箭冲压发动机道出口堵盖

[发明专利]一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法-CN201710115756.4在审
发明人：魏晓云;方锡惠;惠卫华;彭月云 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-02-28 - 公布日： 2017-08-29 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：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。
一种深水动力发射运载系统分离方法

[实用新型]用于固体姿轨控动力系统的方向可调喷管-CN201320304168.2有效
发明人：许玉荣;方锡惠;钟志文;徐节荣;李建国 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2013-05-29 - 公布日： 2013-12-11 - 主分类号： F02K9/90 文献下载
摘要：本实用新型涉及用于固体姿轨控动力系统的方向可调喷管，由旋转接头和喷管本体组成，旋转接头包括壳体、弯管和轴承，弯管的角度为90°-120°，弯管通过轴承与壳体配合布置在壳体的内腔，壳体的内壁前段设置有隔热环，弹簧、垫圈和补偿环依次套在隔热环外壁上，补偿环的前端面通过第一密封圈与垫圈贴合，补偿环的后端面通过第二密封圈与弯管的前端面贴合，补偿环上设置有止转销，壳体的前端设置有与发动机壳体连接的接头，弯管的末端与喷管本体连接。采用本实用新型，喷管本体可以随弯管一起绕发动机轴线转动，从而实现推力方向全方位实时连续调节。本实用新型结构简单、使用方便、工作可靠。
用于固体姿轨控动力系统方向可调喷管

[实用新型]一种抗冲击固冲发动机壳体连接支耳结构-CN201320230671.8有效
发明人：熊红霞;方锡惠;陈华;王涛峰 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2013-04-28 - 公布日： 2013-11-13 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型提供一种抗冲击固冲发动机壳体连接支耳结构，包括壳体，在壳体后端等圆心角分布四个外连支耳，外连支耳包括耳体，耳体上有爆炸螺栓安装孔，耳体两侧的加强筋，在外连支耳的根部、耳体与加强筋结合处有吸振槽，加强筋上设计减重孔。所述的外连支耳的耳体板厚6mm，两侧的加强筋板厚5mm；所述的吸振槽宽5mm、深10mm，槽底为直径5mm圆弧。在所述的爆炸螺栓安装孔周围有定位孔连接支耳根部设计有应力吸振槽，缓冲冲击载荷。本实用新型的连接支耳连接强度高，能承受较大的冲击载荷，也能吸收冲击能量，减小薄壁壳体的应力和变形，并保护薄壁发动机壳体内的绝热层，防止因变形过大而损坏。本实用新型设计巧妙，简化了结构，有效了减轻消极重量。
一种冲击发动机壳体连接结构

[实用新型]一种固体火箭冲压发动机分段发动机壳体连接结构-CN201320230672.2有效
发明人：熊红霞;方锡惠;陈灏;王涛峰 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2013-04-28 - 公布日： 2013-11-13 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型提供一种固体火箭冲压发动机分段发动机壳体连接结构，燃气发生器壳体与补燃室壳体的连接是：燃气发生器壳体端部内孔套接在补燃室壳体端部外圆上，两端面贴合。燃气发生器壳体和补燃室壳体连接端周边设计对应的等圆心角分布的四对发生器支耳和补燃室支耳，发生器支耳与补燃室支耳通过螺栓、螺母连接；在燃气发生器壳体和补燃室壳体周边的四对发生器支耳和补燃室支耳之间设计四组发生器凸台和补燃室凸台，楔形连接板上有与发生器凸台和补燃室凸台匹配的锁紧孔，楔形连接板通过该锁紧孔嵌压入发生器凸台和补燃室凸台，将燃气发生器壳体与补燃室壳体锁紧。楔形连接板的锁紧孔的两端为楔面，楔形连接板的锁紧孔与发生器凸台和补燃室凸台的周向侧面间隙配合，两端楔面为过盈配合。
一种固体火箭冲压发动机分段壳体连接结构

[发明专利]一种固体火箭冲压组合发动机壳体-CN201310156772.X有效
发明人：熊红霞;方锡惠;陈灏;陈华;滕延军;王涛峰 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2013-04-28 - 公布日： 2013-08-14 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明提供一种固体火箭冲压组合发动机壳体，包括燃气发生器壳体，在燃气发生器壳体后端连接补燃室壳体，燃气发生器壳体与补燃室壳体的连接是：燃气发生器壳体和补燃室壳体周边设计对应的等圆心角分布的四对发生器支耳和补燃室支耳，发生器支耳与补燃室支耳通过螺栓、螺母连接；在燃气发生器壳体和补燃室壳体周边的四对发生器支耳和补燃室支耳之间设计四组发生器凸台和补燃室凸台，楔形连接板上有与发生器凸台和补燃室凸台匹配的锁紧孔，楔形连接板通过该锁紧孔嵌压入发生器凸台和补燃室凸台，将燃气发生器壳体与补燃室壳体锁紧。楔形连接板的锁紧孔的两端为楔面，楔形连接板的锁紧孔与发生器凸台和补燃室凸台的周向侧面采用间隙配合，两端楔面为过盈紧配合。补燃室壳体外表面上开有四个用于与进气道连接的窗口座。
一种固体火箭冲压组合发动机壳体

[实用新型]一种用于机载的固体火箭发动机壳体-CN201220164854.X有效
发明人：高列义;方锡惠;周睿;陈华 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2012-04-18 - 公布日： 2012-12-12 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型提供一种用于机载的固体火箭发动机壳体，包括柱段部分，柱段部分上的两个吊耳支座，前椭球体，前裙，前接头，后接头、电缆罩支座，边条翼支座，在壳体柱段部分上分布有壁厚加厚环，壁厚加厚环包括两个吊耳安装处的吊耳加厚环，两个吊耳之间的两个中部加厚环，接近尾部的尾部加厚环。所述的吊耳加厚环的厚度δ1＝4～4.5mm；中部加厚环的厚度δ2＝6～6.5mm；尾部加厚环的厚度δ3＝5.5～6.0mm。所述的中部加厚环的宽度H＝60～65mm，两个中部加厚环之间的距离L与挂架相匹配。所述的用于机载的固体火箭发动机壳体，在尾部加厚环的前侧设薄壁变形缓冲环；薄壁变形缓冲环的厚度δ4等于壳体壁厚。
一种用于机载固体火箭发动机壳体

[实用新型]一种整体结构的点火发动机壳体-CN201020575848.4无效
发明人：吴晓英;方锡惠 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2010-10-25 - 公布日： 2011-05-25 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本实用新型提供一种整体结构的点火发动机壳体，包括装药燃烧室壳体部分和喷头壳体部分，其装药燃烧室壳体部分为有锥度的锥形圆筒，喷头壳体是半圆球壳体，锥形圆筒的小端与半圆球壳体的连接处是平滑过渡连接。所述的锥形圆筒的长度H＝50～200mm，锥形圆筒的小端半径R1＝20～150mm，锥度的圆筒的大端半径R2＝1.1～1.3R1。所述的锥形圆筒的小端半径R1等于半圆球壳体的半径。所述的锥形圆筒的壁厚由大端向小端递减，大端壁厚D2＝2～5mm，小端壁厚D1＝1/2D2～3/4D2，半圆球壳体壁厚等于小端壁厚D1。
一种整体结构点火发动机壳体

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