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[发明专利]一种纤维复丝试样缠绕装置及纤维复丝制样方法-CN202310177978.4在审
发明人：李资聪;赵飞;郑磊;唐自佳;章桥新;冯宇;高列义;周维;曾强 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-02-28 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： B29C70/30 文献下载
摘要：本申请涉及一种纤维复丝试样缠绕装置及纤维复丝制样方法，其包括：缠绕机、浸胶组件和数控设备，缠绕机包括缠绕架和第一驱动机构，第一驱动机构输出轴与缠绕架连接；浸胶组件包括固定架和浸胶槽，固定架设置于缠绕机一侧，且与缠绕机平行，浸胶槽可移动的设置于固定架上，浸胶槽移动方向与缠绕架轴向方向平行，浸胶槽上安装有加热件；数控设备与第一驱动机构和加热件电连接，数控设备用于控制第一驱动机构工作，以控制缠绕架转动速度和转动方向。本发明中，加热件控制浸胶温度，第一驱动机构与数控设备连接，控制缠绕架转速和转动方向，在固定架上移动的浸胶槽改变浸胶纤维复丝的走向，通过控制不同的变量测试不同方案对纤维复丝强度的影响。
一种纤维试样缠绕装置复丝制样方法

[发明专利]一种适用于复合材料成型的缠绕机-CN202310112231.0在审
发明人：李会民;张宇阳;高列义;唐自佳;赵飞;郑磊;李资聪 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2023-02-14 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： B29C70/32 文献下载
摘要：本发明公开一种适用于复合材料成型的缠绕机，包括机架、缠绕板和供料组件，其中，缠绕板可转动地设置于机架上；供料组件包括第一供给元件和第二供给元件，第一供给元件和第二供给元件均能够固定并供给原料，第一供给元件设置于机架上，第二供给元件可滑动地设置于机架上。供料组件的第一供给元件和第二供给元件能够分别向缠绕板供给原料，缠绕板可转动地设置于机架上，转动缠绕板即可完成复合材料的缠绕制备，需要强调的是，第二供给元件可滑动地设置于机架上，改变第二供给元件的位置以及运动状态能够调整缠绕方式，满足各种缠绕工况，提高缠绕机的灵活适应性。本发明的适用于复合材料成型的缠绕机，结构简单，调整便捷。
一种适用于复合材料成型缠绕

[发明专利]一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法-CN202111679558.3有效
发明人：苗恺;王成玉;杨渊;高列义;张习龙;刘超;吴浩天;赵海 -专利权人：西安交通大学;湖北航天技术研究院总体设计所;湖北三江航天江河化工科技有限公司
申请日： 2021-12-31 - 公布日： 2023-04-28 - 主分类号： B29C64/124 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于3D打印异型高燃速型模制备复合固体推进剂的方法，属于固体火箭发动机制造技术领域，本发明基于增材制造技术提出异型高燃速芯模/推进剂药柱一体化结构的制备方法，利用增材制造技术成形制备异型高燃速芯模，其目的在于成形制备高燃速的推进剂，为固体火箭发动机提供瞬时大推力。在本发明中，异型高燃速芯模是由推进剂药浆成形制备，本身具有可燃烧、高燃速的特性，提高固体火箭发动机装填比，提升固体火箭发动机推力，由增材制造方法成形制备，该方法实现复杂结构芯模的制造，提升燃面结构设计裕度。
一种基于打印异型高燃速型模制备复合固体推进方法

[发明专利]一种弹射用固体火箭发动机的连接裙装置及连接方法-CN202110886077.3有效
发明人：余明敏;郑磊;周睿;王亚洲;高列义;赵飞;钟志文;周子翔;李莹;杨渊 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-08-03 - 公布日： 2022-09-23 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本申请涉及一种弹射用固体火箭发动机的连接裙装置及连接方法，该装置为环形多层结构，其包括铝合金裙和缠绕层。铝合金裙的内外两侧面分别铺设有第一弹性层和第二弹性层，缠绕层包括碳纤维方格布层和环向层，碳纤维方格布层铺设于第二弹性层的外侧面，环向层设置于碳纤维方格布层的外侧面，环向层为碳纤维缠绕成型。第一弹性层的内侧面与发动机壳体的外表面过盈配合。该装置通过相应材料特性和工艺，增加了各层与铝合金裙以及发动机壳体之间的粘贴强度，保证了结构完整性，能避免由于导弹在飞行或弹射的过程中，连接裙装置出现破坏或与发动机脱离，导致发动机无法继续为导弹传递推力或荷载的情况。
一种弹射固体火箭发动机连接裙装方法

[发明专利]一种用于模块化火箭弹的组装装置-CN202210295028.7在审
发明人：曾强;杨渊;傅理夫;李莹;胡保朝;祁释冰;常建龙;潘玉田;高列义;钟志文;桂永丰;黄立威;祝珊;张赛文;杜旭杰;焦晓亮;周子翔;马腾;刘洋;马宝合;童冉媛 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-09-16 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本申请涉及一种用于模块化火箭弹的组装装置，涉及火箭组装技术领域。本组装装置包括第一纵向支架和长度至少大于后基础模块火箭发动机燃烧室与至少两个标准模块火箭发动机燃烧室的长度总和的第二纵向支架，活动架体包括活动架和设于第一纵向支架和第二纵向支架之间的底架，底架两侧均朝外至少延伸预设长度以形成组装区域和拆卸区域，活动架设于底架上并用于驱动标准模块火箭发动机燃烧室在组装区域和拆卸区域之间滑动，以分别调节标准模块火箭发动机燃烧室与前基础模块火箭发动机燃烧室和后基础模块火箭发动机燃烧室的同轴度。本申请提供的组装装置，较好地解决了固体火箭发动机在装配后难以进行拆卸及再组装成其它模式的固体火箭发动机的问题。
一种用于模块化火箭弹组装装置

[发明专利]一种可快速重构模块化的火箭发动机结构-CN202210295031.9在审
发明人：曾强;杨渊;傅理夫;李莹;胡保朝;祁释冰;常建龙;潘玉田;高列义;钟志文;桂永丰;黄立威;祝珊;张赛文;杜旭杰;焦晓亮;周子翔;马腾;刘洋 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明公开了一种可快速重构模块化的火箭发动机结构，涉及火箭发动机技术领域，该装置包括第一燃烧室，其表面设有母接头绝热结构，所述母接头绝热结构设置在第一燃烧室外表面上，所述母接头绝热结构的接头部分设有母接头齿槽结构；第二燃烧室，其表面设有子接头绝热结构，所述子接头绝热结构设置在火箭的第二燃烧室的外表面上，所述子接头绝热结构的接头部分设有子接头齿槽结构，所述子接头齿槽结构用于与所述母接头齿槽结构啮合。本申请中的对接绝热层可通过齿槽啮合，绝热层之间的间隙闭合、气流通道封闭以达到绝热密封的效果。这使得两个绝热结构在对接后不需要花费大量时间涂抹绝热涂料并等待涂料固化。
一种快速模块化火箭发动机结构

[发明专利]一种可快速重构化的接头装置及火箭发动机组件-CN202210295010.7在审
发明人：曾强;杨渊;傅理夫;李莹;胡保朝;祁释冰;常建龙;潘玉田;高列义;钟志文;桂永丰;黄立威;祝珊;张赛文;杜旭杰;焦晓亮;周子翔;马腾;刘洋 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-08-30 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本申请涉及火箭发动机设计领域，具体设计一种火箭的接头装置及火箭发动机组件，其包括：母接头，其用于设置在前基础模块上，所述母接头的端面组设有锁紧螺母，所述锁紧螺母的外侧面上设有解锁槽；子接头，其用于设置在后基础模块，所述子接头通过旋转啮合与所述锁紧螺母远离所述母接头的端面相连；径向锁紧装置，其可用于设置在所述解锁槽内，所述径向锁紧装置部分可伸出所述解锁槽穿设在所述子接头中以限制所述锁紧螺母和所述子接头相对旋转。本发明提供的实施例中通过径向锁紧装置通过弹簧组件及手柄的配合，使得从业人员可以简单的通过转动手柄锁紧或解锁母接头和子接头，提高了多模块化火箭的连接速度。
一种快速重构化接头装置火箭发动机组件

[实用新型]一种固体火箭发动机用内埋电缆罩-CN202022837323.X有效
发明人：余明敏;郑磊;王亚洲;周睿;赵飞;高列义 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-30 - 公布日： 2021-07-06 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：本申请涉及一种固体火箭发动机用内埋电缆罩，涉及航天动力技术领域。本电缆罩包括罩体和固定件，所述罩体包括第一弧形板和两块分别设于所述第一弧形板两侧的第二弧形板，所述第一弧形板的半径小于所述第二弧形板的半径，且所述第一弧形板的顶部分别高于两块所述第二弧形板的顶部，所述固定件沿所述罩体的长度方向依次环向缠绕，以用于将所述罩体与发动机固定，所述第一弧形板用于与所述发动机之间形成第一容纳腔，所述固定件与第二弧形板之间形成第二容纳腔，所述第一容纳腔用于收容电缆，所述第二容纳腔内填充有加强垫。本申请提供的固体火箭发动机用内埋电缆罩，解决了相关技术中的电缆罩重量大且不能较好的适应发动机变形的问题。
一种固体火箭发动机用内埋电缆

[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]一种用于碳纤维复丝缠绕制样的工装及方法-CN201911174026.7在审
发明人：赵飞;高列义;李金频;周睿;余明敏;黄琨 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-11-26 - 公布日： 2020-03-27 - 主分类号： G01N1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于碳纤维复丝缠绕制样的工装及方法，涉及材料性能测试技术领域，该工装包括缠绕支架，其包括至少一个缠绕组件，上述缠绕组件包括两个端框、以及连接两个端框的缠绕杆；两个端框的相对侧沿周向均设有多个固定钩，上述固定钩开口朝向端框中心；两个支撑架，其分别设置于上述缠绕支架两侧；至少一个棘轮机构，其包括棘轮和棘爪，上述棘轮通过转轴转动连接于一个支撑架，上述棘爪一端通过棘爪轴连接于上述支撑架，其另一端与棘轮的外缘齿啮合；上述棘轮或转轴上设有挂针。本发明的用于碳纤维复丝缠绕制样的工装，能够更准确地模拟发动机壳体的缠绕工艺，有利于更准确地表征碳纤维应用于发动机壳体上的实际强度。
一种用于碳纤维缠绕工装方法

[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]一种双脉冲固体发动机的顶盖体-CN201910464305.0在审
发明人：张棚;杨渊;高阿婷;赵飞;许玉荣;高列义 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-05-30 - 公布日： 2019-08-23 - 主分类号： F02K9/32 文献下载
摘要：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。
双脉冲点火连接件连接件隔层连接口前接头顶盖体通孔脉冲点火装置固体发动机一体成型结构简化使用性能发动机

[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]一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头-CN201710306059.7有效
发明人：周睿;余明敏;陈文杰;刘冬青;赵飞;高列义;赵启杨 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-05-03 - 公布日： 2019-05-03 - 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燃烧室壳体轻质接头，包括内表面和外表面，其特征在于所述接头的内表面和外表面包络的空间径向截面为镂空结构。所述的镂空结构可为开设减重槽；也可为框架式，内部设置环筋、肋板作为支撑结构，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖；也可为点阵式，内部采用点阵式结构支撑，所述接头的内表面和外表面采用蒙皮覆盖。本发明与现有技术相比，降；低了接头质量，在不影响接头承力性能的情况下，大幅降低了固体火箭发动机消极质量。
内表面固体火箭发动机燃烧室壳体镂空结构点阵式蒙皮轻质结构支撑空间径向内部设置外表面包支撑结构减重槽框架式承力覆盖环筋肋板

[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体水压试验装置-CN201710305949.6有效
发明人：余明敏;周睿;高列义;陈文杰 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-05-03 - 公布日： 2019-03-19 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机燃烧室壳体水压试验装置，包括承力竖直平台、推力框、支撑架、水压传感器、设有前堵盖和后堵盖的燃烧室壳体，其特征在于包括卸载机构，所述卸载机构用于模拟燃烧室壳体受轴向压力的情况。与现有技术相比，增加了卸载机构用于模拟燃烧室壳体受轴向压力的情况，使水压试验在考核燃烧室壳体承受内压工况的同时能够考核燃烧室壳体承受轴向载荷的工况，去掉了考核燃烧室壳体承受轴向载荷的专项试验，使得研制周期缩短；改变传统水压试验方式无法模拟发动机喷管对壳体内压的卸载作用，过严考核而出现燃烧室壳体失效的情况。
一种固体火箭发动机燃烧室壳体水压试验装置

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