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[发明专利]用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统-CN202310431397.9在审
发明人：武丹;胡夏芬;梁纪秋;祝珊;焦晓亮;赵飞;唐自佳;郑磊;郑振兴;周睿;钟志文;司学龙 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-04-20 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G06Q10/0631 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于固体火箭发动机的技术成熟度管理方法及系统，涉及固体火箭发动机的信息管理领域。该方法的步骤包括：根据火箭固定发动机的研发参数信息生成成熟度管理树形结构，设置每个子部件的技术类别的当前技术成熟度和期望技术成熟度；根据每个子部件的技术类别的技术成熟度、期望技术成熟度和技术类别信息，生成每个需要提升的技术类别的工作任务，每项工作任务执行完成后，更新对应技术类别的技术成熟度等级。本发明还能够获取并保存火箭固定发动机所需每个部件的研发参数信息和技术成熟度，以供操作人员在需要时进行回溯和统计。
用于固体火箭发动机技术成熟度管理方法系统

[发明专利]一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法-CN202310322171.5在审
发明人：张盛源;许玉荣;周子翔;徐节荣;祝珊;任孝宇;朱翰林;梁纪秋;司学龙;武丹;周睿;张斌 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： F02K1/78 文献下载
摘要：本申请公开了一种基于金属嵌件增强的一体化复合喷管及其制造方法，涉及飞行器发动机喷管技术领域，该喷管由内向外依次包括内烧蚀层、内隔热层、支承结构、外隔热层和外烧蚀层，内烧蚀层靠近喷管入口端的内壁设有喉衬，支承结构包括：复合材料铺层，其铺设于内隔热层和外隔热层之间，复合材料铺层设有向外凸出的限位安装座；金属嵌件，其套设于复合材料铺层，并抵接限位安装座靠近喷管入口端的一侧；外隔热层由喷管的入口端延伸至金属嵌件，并与金属嵌件抵接。本申请，不仅增加结构强度和刚度，减小结构变形，还可确保喷管与燃烧室的连接密封可靠，提高结构可靠性，以匹配飞行器发动机工作环境下喷管结构的压强载荷，实现在喷管恶劣环境下的应用。
一种基于金属增强一体化复合喷管及其制造方法

[发明专利]燃面实时位置反馈的柔性牺牲式电容传感器及制备方法-CN202310151384.6在审
发明人：胡夏芬;叶冬;文钧民;武丹;李之辉;孙立;周睿;司学龙 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-02-22 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本申请涉及一种燃面实时位置反馈的柔性牺牲式电容传感器及制备方法，柔性电容传感器设于衬底上，封装涂层封装于柔性电容传感器表面，柔性电容传感器上还具有引线端子，引线端子用于连接导线，以使柔性电容传感器与电容检测模块形成回路。监测时，将其贴附在药柱的端面上，末端贴近药柱内孔，引线端贴近药柱侧面，从引线端引出导线连接电容检测模块，药柱从药柱内孔开始向外燃烧，燃烧过程中柔性电容传感器随药柱被烧毁，检测得到的电容值不断变化，根据电容值可以计算出传感器燃烧的长度，建立柔性电容传感器电容阻值与燃面退移距离的关系曲面，通过柔性牺牲式电容传感器测量得到的长度可以拟合出药柱燃面的位置，实现燃面退移的实时监测。
实时位置反馈柔性牺牲电容传感器制备方法

[发明专利]一种法兰结构-CN202310322167.9在审
发明人：任孝宇;梁纪秋;司学龙;徐节荣;周子翔;祝珊;张盛源;吕轩;许玉荣;钟志文;周睿;武丹 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： F02K9/97 文献下载
摘要：本申请涉及法兰密封连接领域，特别涉及一种法兰结构。苏松户法兰结构包括法兰本体和加强垫块，其中，法兰本体用于与接头相接的一面上开设有定位槽；加强垫块包括定位部，所述定位部与所述定位槽相接，且所述加强垫块的材质与法兰本体的材质不同；所述法兰本体和加强垫块被配置为：当所述法兰本体和加强垫块通过固定装置装配至接头上时，所述加强垫块位于所述法兰本体和接头之间，所述加强垫块卡设在所述定位槽中，且所述法兰本体与接头至少有部分相抵接。本申请实施例提供了一种法兰结构，以解决相关技术中复合材料法兰与接头之间由于材质差异，在高压强条件下复合材料法兰发生变形，可能会发生界面密封失效，无法满足发动机工作要求的问题。
一种法兰结构

[发明专利]一种智能固体火箭发动机光纤传感监测系统及监测方法-CN202211641861.9在审
发明人：徐金龙;张斌;司学龙;段书杰;黄佳宝;樊贺斌;胡夏芬;孙立 -专利权人：湖北三江航天红峰控制有限公司;湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-12-20 - 公布日： 2023-05-09 - 主分类号： G01M15/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种智能固体火箭发动机光纤传感监测系统及监测方法，光纤传感监测系统包括多参量光纤光栅传感器、小型加固光纤光栅解调主机、数据记录模块、电源管理模块、控制线、惰性防护材料，多参量光纤光栅传感器沿发动机壳体内壁铺设，小型加固光纤光栅解调主机用于采集发动机内部状态的光纤传感数据，数据记录模块用于记录小型加固光纤光栅解调主机所采集的光纤传感数据，电源管理模块用于为小型加固光纤光栅解调主机和数据记录模块供电，控制线与数据记录模块和电源管理模块连接，惰性防护材料用于对小型加固光纤光栅解调主机提供保护。该光纤传感监测系统能够实时掌握发动机的结构健康状态，提高了对发动机健康风险进行诊断和预警的能力。
一种智能固体火箭发动机光纤传感监测系统方法

[发明专利]用于燃面退移监测的柔性阵列传感器及其制备方法与应用-CN202211678746.9在审
发明人：叶冬;文钧民;胡夏芬;李奥康;王子儒;司学龙;武丹;黄永安 -专利权人：华中科技大学;湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明属于固体发动机在线检测相关技术领域，其公开了用于燃面退移监测的柔性阵列传感器及其制备方法与应用，柔性阵列传感器呈条状，其包括聚合物薄膜衬底、上电阻阵列、下电阻阵列、单侧公用引线、单侧短引线及单侧长引线，上电阻阵列及下电阻阵列间隔设置在聚合物薄膜衬底上，两者并列；单侧公用引线、单侧长引线及单侧短引线分别设置在聚合物薄膜衬底上；上电阻阵列的两侧分别连接于单侧公用引线及单侧长引线，下电阻阵列的两侧分别连接于单侧公用引线及单侧短引线；使用时，单侧公用引线、单侧长引线及单侧短引线分别连接于电阻测量模块。本发明根据电阻发生变化实现对燃面位置的实时监控。
用于燃面退移监测柔性阵列传感器及其制备方法应用

[发明专利]一种利用光纤系统进行固体火箭发动机试车的测试方法-CN202211175455.8在审
发明人：徐金龙;张斌;司学龙;段书杰;黄佳宝;樊贺斌;张志强;孙立 -专利权人：湖北三江航天红峰控制有限公司;湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2022-09-26 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用光纤系统进行固体火箭发动机试车的测试方法，光纤系统包括温度光纤传感器、应变光纤传感器、压力光纤传感器、光纤解调模组及控制单元，三种传感器分别用于测试发动机内部的温度变化、应变变化及应力变化数据，具体测试方法是将光纤传感器安装发动机指定位置并做好隔热处理，控制单元用于设置光纤解调装置的采集状态，光纤解调装置用于采集、保存及提取出试车数据，该测试方法解决了固体火箭发动机试车过程中，发动机内部数据无法测试问题，测试精度高，安全可靠，对掌握发动机的工作性能，优化发动机设计具有重要作用，有效提升了发动机试车试验技术水平。
一种利用光纤系统进行固体火箭发动机试车测试方法

[发明专利]固体火箭发动机内绝热材料及其制备方法和应用-CN201911409668.0有效
发明人：周超;肖勇;陈海亚;曾杰;周晓斌;马雪松;黄赓乔;向世平;孙立;司学龙 -专利权人：湖北航聚科技有限公司
申请日： 2019-12-31 - 公布日： 2023-02-17 - 主分类号： C09D183/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机内绝热材料及其制备方法和应用，该内绝热材料包含下述重量份数的组分：硅橡胶95‑108份，补强填料10‑50份，耐烧蚀填料8‑48份，交联剂5‑10份，催化剂0.5‑1份。本发明选用的硅橡胶具有环境适应性更强、耐腐蚀和耐老化更佳的优点；通过添加补强填料、耐烧蚀填料、抗氧化剂及减轻剂，得到具有良好的力学性能、粘接性能和耐高温烧蚀性能的内绝热材料，选用胺基硅烷偶联剂改性碳化硅纳米粉作为耐烧蚀填料，其耐高温烧蚀性能佳，稳定性好，力学性能优良，选用质量比为1.8‑2.4：1的气相法白炭黑和沉淀法白炭黑的混合物作为补强剂，能有效增强其附着力。
固体火箭发动机绝热材料及其制备方法应用

[发明专利]一种强磁热效应快速固化环氧树脂-CN202210965788.4在审
发明人：张依福;梁纪秋;司学龙;胡铭杰;胡维;陈浩;武丹;胡夏芬;孙立;秦启航;廖俊;黄驰 -专利权人：湖北航泰科技有限公司;湖北航天技术研究院总体设计所;武汉航泰航天科技有限公司
申请日： 2022-08-11 - 公布日： 2022-11-22 - 主分类号： C08L63/02 文献下载
摘要：本发明涉及涉及一种强磁热效应快速固化环氧环氧树脂，其组分包括磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂，磁性纳米粒子、环氧树脂和固化剂的质量比例为(5‑40):100：(15‑150)；磁性纳米粒子具有强磁热效应，磁热熵为10‑50J/mol/K。本发明针对固体火箭发动机的特殊应用场景，对现有的环氧树脂进行改进，针对不宜加热的特殊环境进行研究开发，利用具有强磁热效应的纳米粒子，实现了在磁场的作用下，环氧树脂最短固化时间≤1h。本发明不依靠外在加热和电加热等常规加热方式，此方法能够适应于各种不宜安装加热装置的使用场景。因强磁热效应快速固化环氧树脂在较短时间内即实现较完全的固化，不存在后续的缓慢交联而导致材料变脆的问题。
一种热效应快速固化环氧树脂

[发明专利]一种带变形适配器层的缠绕芯模及复合壳体成型方法-CN202110190180.4有效
发明人：梁纪秋;赵飞;司学龙;范开春;周睿;肖任勤;储成彪;钟志文 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-02-18 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： B29C53/82 文献下载
摘要：本发明涉及固体发动机壳体结构技术领域，公开了一种带变形适配器层的缠绕芯模，所述缠绕芯模用于成型复合壳体，缠绕芯模包括芯模壳体，芯模壳体的前端中央被带有台阶的芯轴穿出，所述芯模壳体包含金属骨架、以及依次包裹在金属骨架外层的麻绳层和石膏层；所述金属骨架与所述麻绳层之间设置具有低弹性模量的变形适配器层；当高温固化复合壳体引发芯轴轴向膨胀时，所述复合壳体保持原有位置不变；所述变形适配器层内壁被热膨胀的金属骨架压缩变形。本发明的缠绕芯模及复合壳体成型方法，该缠绕芯模使得复合壳体内型面更接近于设计状态，且减小了复合壳体的固化内应力。
一种变形适配器缠绕复合壳体成型方法

[发明专利]一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法-CN202110469942.4有效
发明人：赵飞;周睿;司学龙;万佩;钟志文;武丹 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-04-28 - 公布日： 2022-06-17 - 主分类号： B29C70/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种固体火箭发动机复合材料壳体的制备方法，包括如下步骤：在芯模外表面制作不透气的脱模层；装配绝热封头和密封件，使绝热封头与脱模层成为抽真空系统的一部分；抽真空，使绝热封头与脱模层贴紧；在芯模外表面整体缠绕螺旋纤维层。本发明利用了绝热封头和脱模层本身的密封性，通过安装密封条和真空袋使绝热封头和脱模层成为抽真空系统的一部分，缠绕螺旋纤维层前抽真空，使绝热封头与脱模层贴合，进而使绝热封头贴合在芯模上，缠绕1～2个完整循环后停止抽真空，此时，绝热封头由于受到螺旋纤维层的约束不会出现回弹，从而解决了因绝热封头和封头段芯模不贴合而影响固体火箭发动机复合材料壳体质量的问题。
一种固体火箭发动机复合材料壳体制备方法

[发明专利]一种复合材料接头及其制备方法-CN202011231374.6有效
发明人：赵飞;周睿;刘冬青;司学龙;余明敏;钟志文;郑磊 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2022-06-03 - 主分类号： B29C70/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种复合材料接头及其制备方法，该复合材料接头包括金属嵌件和接头本体，金属嵌件是一非轴对称结构的台体，其小端设有安装机构，安装机构用于连接外部机构；接头本体包括基体和铺设于基体表面的蒙皮；基体包覆在金属嵌件周围，且暴露出安装机构；基体由短切纤维模压层和碳纤维预浸料铺层交替铺设而成，且短切纤维模压层和碳纤维预浸料铺层均垂直于金属嵌件轴线；蒙皮由碳纤维预浸料铺层和微细杆组成，微细杆垂直于蒙皮。本发明通过金属嵌件结构优化、基体铺层结构优化以及蒙皮铺层层间增强，避免了复合材料接头在受载时层间提前失效，能够大大提高复合材料接头的承载能力，从而可以通过结构优化进一步降低复合材料接头的消极质量。
一种复合材料接头及其制备方法

[发明专利]一种结构功能一体化柔性结构-CN202110056363.7有效
发明人：赵飞;周睿;司学龙;钟志文;万佩;李莹;高阿婷 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-01-15 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： B29C70/34 文献下载
摘要：本发明涉及一种结构功能一体化柔性结构，包括芯轴；绝热气囊，其为以芯轴为中心轴的筒状结构，两端设有开口渐缩的封头；密封连接系统，其设于封头开口处，用于对绝热气囊密封及连接外部装置；以及充气稳压系统，其连接在密封连接系统上，用于对绝热气囊充气，并维持绝热气囊内气压稳定。其模具包括芯轴和拼装壳体，拼装壳体以芯轴为中心轴，且芯轴两端伸出拼装壳体。该柔性结构在缠绕成型过程中可以作为缠绕芯模，燃烧室壳体成型之后，模具可拆除，柔性结构无需脱出，可作为燃烧室壳体的绝热结构。
一种结构功能一体化柔性

[发明专利]一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法-CN202110054622.2有效
发明人：赵飞;周睿;司学龙;钟志文;万佩;余明敏;武丹;郑磊 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-01-15 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： B29C33/00 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成型方法，先提供芯轴和拼装壳体，并在芯轴两端套装密封环；然后在拼装壳体表面形成绝热气囊；再在绝热气囊两端的密封环上连接测压装置、充气装置以及稳压装置；向绝热气囊内充气至指定气压后开启稳压装置，在绝热气囊表面缠绕纤维，高温固化，绝热气囊与纤维层一体固化成固体火箭发动机燃烧室壳体；最后移除芯轴和拼装壳体。本发明以绝热气囊为缠绕芯模进行纤维缠绕，纤维层固化后缠绕芯模作为燃烧室壳体的绝热结构，无需脱出，与纤维层一起形成燃烧室壳体，节省了芯模成本。该绝热气囊在缠绕成型和高温固化过程中可保持气压稳定，避免了受热膨胀导致芯模外形结构偏离设计要求的问题。
一种固体火箭发动机燃烧室壳体成型方法

[发明专利]固体火箭发动机壳体的裙结构、上裙方法-CN202110468550.6有效
发明人：赵飞;周睿;司学龙;万佩;钟志文;刘冬青 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2021-04-28 - 公布日： 2022-03-01 - 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壳体的裙结构、裙装配工装、上裙方法，其中，裙结构包括至少两个裙瓣，各裙瓣的两周向侧边均设有周向连接结构；相邻两裙瓣的周向连接结构配合使用，且沿周向相互抵持，使多个裙瓣连接成环状的裙结构；裙装配工装包括一定位法兰和若干个围绕定位法兰中心轴均匀分布的工装组件。安装时，无需将固体火箭发动机壳体预制品从缠绕设备上取下，即可直接围绕芯轴组装裙装配工装和裙结构，完成上裙工作。本发明可同时加工多个裙瓣，无需多次转移固体火箭发动机壳体预制品即可完成上裙工作，生产和安装难度小、效率高；与现有一体成型环状裙相比，本发明提供的由多个裙瓣连接成的裙结构的刚度更好。
固体火箭发动机壳体结构方法

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