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[发明专利]高压下二氧化碳致裂器用激发药剂燃速的测试装置及方法-CN202310270371.0在审
发明人：王志富;鲁寨军;姚术健;钟睦;史湘石 -专利权人：中南大学
申请日： 2023-03-20 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01N31/12 文献下载
摘要：本发明提供一种高压下二氧化碳致裂器用激发药剂燃速的测试装置及其方法，其包括耐高压可视模块、恒压阀、压力表、点火组件和耐高温透明石英装药管；所述耐高压可视模块内设有腔体，底部设有底座，顶部设有管口，在管口处设置有爆破片式安全阀和压环；所述耐高温透明石英装药管安装于所述腔体内，且所述耐高温透明石英装药管上设有多个标记组；所述点火组件连接爆破片式安全阀和耐高温透明石英装药管；爆破片式安全阀上设有注液阀；所述恒压阀与压力表均安装在所述可视模块上本发明能够测试不同压力下液态二氧化碳中二氧化碳致裂器用激发药剂的燃速，输出激发药剂燃速与压力的关系式，掌握激发药剂燃速规律。
压下二氧化碳器用激发药剂测试装置方法

[发明专利]一种固体火箭发动机热防护材料烧蚀实验装置-CN201910982905.6有效
发明人：刘万励;陈雄;李映坤 -专利权人：南京理工大学
申请日： 2019-10-16 - 公布日： 2022-04-01 - 主分类号： G01N17/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机热防护材料烧蚀实验装置，包括端燃装药单元、烧蚀试件单元、测试喷管单元和主连接体，烧蚀试件单元包括第一燃烧室壳体、第一堵盖和烧蚀试件，端燃装药单元包括第二燃烧室壳体、第二堵盖和端燃药柱，端燃药柱置于第二燃烧室壳体内，测试喷管单元包括测试喷管和喷管连接体，端燃装药单元、烧蚀试件单元和测试喷管单元之间通过主连接体相互连通。
一种固体火箭发动机防护材料实验装置

[发明专利]固体火箭发动机装药设计方法-CN201610293080.3有效
发明人：王东辉;武泽平;张为华;胡凡;江振宇 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-05-05 - 公布日： 2019-03-22 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供一种固体火箭发动机装药设计方法，以代理模型为基础，直接对推力曲线进行近似，通过构造推力曲线而不是推力曲线与设计指标之间的最小二乘偏差的代理模型，有效刻画出推力随时间的变化规律，从而明显减少了高精度燃面与内弹道仿真的次数代理模型能够更好地刻画推力曲线的变化规律，在后续的设计中更有效指导后续搜索，能显著提高固体火箭发动机装药设计效率。
固体火箭发动机设计方法

[发明专利]一种嵌复合金属丝端燃装药-CN201910172302.X有效
发明人：王君祺;吴刚;熊飞 -专利权人：北京灵动飞天动力科技有限公司
申请日： 2019-03-07 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： F02K9/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种嵌复合金属丝端燃装药，包括包覆套、药柱、起飞金属丝、固定连接丝和加速金属丝；药柱外粘接包覆套，起飞金属丝、固定连接丝和加速金属丝依次顺序连接为复合金属丝，复合金属丝以药柱轴线为中心，周向均匀分布在药柱内，构成端燃装药。本发明能够实现同种推进剂的不同增速倍数，达到不同燃速的目的。
一种复合金属丝端燃装药

[发明专利]一种高金属含量燃料与水反应燃烧的试验装置-CN202210836471.0在审
发明人：敖文;章宇;刘佩进;韩新波;乔宏;黄启龙;霍超 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-15 - 公布日： 2022-10-18 - 主分类号： G01N31/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种高金属含量燃料与水反应燃烧的试验装置，包括：装药壳体，其内装有高含量活泼金属的燃料，燃烧室壳体，与装药壳体轴线重合、且其左侧与装药壳体的右侧连通，其上开设有进水口，点火机构，穿过燃烧室壳体的点火孔安装在燃烧室壳体上、且靠近装药壳体的一侧，补燃室壳体，与装药壳体轴线重合、且其左侧与燃烧室壳体的右侧连通；利用本发明通过试验测量金属在燃烧时，燃烧室壳体和补燃室壳体的压力和温度，以及通过外界的推力传感器测量本发明在试验过程中的推力
一种金属含量燃料反应燃烧试验装置

[发明专利]一种燃气发生器前挡药板的BPN药片式多孔点火集成结构-CN202110558236.7有效
发明人：纪晓婷;张建欣;刘道坤;王燕宾;刘晓濛 -专利权人：上海新力动力设备研究所
申请日： 2021-05-21 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： F41F1/00 文献下载
摘要：一种燃气发生器前挡药板的BPN药片式多孔点火集成结构，包括：挡药板本体，堵片；挡药板本体包括：柱状的基座；台阶孔，台阶孔与基座的轴线平行且贯穿基座，台阶孔的轴线与装药内孔轴线重合，台阶孔的第一端面为台阶孔内部环形平面，与第一端面相对的第二端面为台阶孔小孔端基座底平面，装药端面与第二端面胶粘连接；螺纹连接结构，位于基座侧向壁面的外螺纹，与壳体壁面内螺纹配合连接；堵片为圆形薄片，与第一端面胶粘连接，BPN药片嵌入台阶孔通过本发明，可以缩短点火装置及挡药板占用的燃烧室的轴向空间，增大装药装填系数，同时点火燃气通道与装药内孔燃面通道直接连通，有利于提高点火效能。
一种燃气发生器前挡药板 bpn 药片多孔点火集成结构

[发明专利]一种高密封低燃温可拆卸火药起动器-CN202011028647.7在审
发明人：常鹏;李应强;刘上;冯耀辉;童飞;张建刚;韩红伟;高风川 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2020-09-24 - 公布日： 2021-01-01 - 主分类号： F02K9/95 文献下载
摘要：本发明一种高密封低燃温可拆卸火药起动器，包括电爆管、顶盖、金属碟型垫圈、壳体、火药装药、点火药盒、隔离装置。所述的火药起动器特征在于：电爆管通电起爆后，产生的燃气点燃点火药盒，点火药盒产生的燃气进而点燃火药装药，火药装药产生的高压燃气经喷管和隔离装置喷出，输出持续稳定的低温低压燃气，为液体火箭发动机提供初始动力源本发明克服现有技术的不足，提供一种高密封低燃温可拆卸火药起动器的技术方案，具有高密封、低燃温、可拆卸和使用维护方便的特点，该火药起动器可以用于液体火箭发动机可靠起动。
一种密封低燃温可拆卸火药起动器

[发明专利]一种降低固体发动机慢速烤燃响应程度的助剂-CN201810819034.1有效
发明人：李军;焦清介;任慧 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2018-07-24 - 公布日： 2021-03-12 - 主分类号： F02K9/10 文献下载
摘要：本发明涉及一种降低固体发动机慢速烤燃响应程度的助剂，属于固体发动机慢速烤燃技术领域。所述助剂由聚丙烯酸树脂、羟丙基甲基纤维素以及邻苯二甲酸二乙酯组成，以特定比例加入到固体发动机装药中，在慢速烤燃过程中通过吸热熔化以包覆、掺杂等方式在固体发动机装药内部的含能材料颗粒表面形成“保护膜”，通过“保护膜”的熔化吸热以及物理阻隔等方式降低含能材料的燃烧速率，从而达到降低固体发动机慢速烤燃响应程度的目的。本发明所述助剂制备简单，原料易得，成本低，而且可以大幅度降低固体发动机慢速烤燃响应程度，具有巨大的应用前景。
一种降低固体发动机慢速响应程度助剂

[发明专利]一种固体发动机内弹道性能预示软件系统-CN201910376056.X在审
发明人：张棚;张四清;赵启扬;张仁军;王善金 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2019-05-07 - 公布日： 2019-08-30 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了固体发动机内弹道性能预示软件系统，包括输入显示模块、计算模块和输出显示模块；输入显示模块用于显示发动机参数的输入界面，输入界面用于输入发动机参数，发动机参数包括装药参数、工作环境初始参数、喷管常规参数、喷管类型、推进剂燃速参数、装药燃面肉厚退移数据和斜切喷管的设计参数；喷管类型包括常规喷管和斜切喷管，设计参数包括喷管个数、喷管斜置角、喷管膨胀半角、喷管斜切角、喷管周相布局角、罩轴交点距离、喷管对称段长度和喷管斜切部分计算步长
喷管内弹道性能斜切输出显示模块输入显示模块发动机参数固体发动机计算模块软件系统设计参数输入界面斜置发动机性能参数输入发动机常规参数初始参数预设算法装药参数推进剂斜切角轴交点半角燃速装药发动机对称膨胀输出

[实用新型]一种超声速巡航导弹新型助推器-CN201820611094.X有效
发明人：胡建新 -专利权人：湖南宏大日晟航天动力技术有限公司
申请日： 2018-04-26 - 公布日： 2019-05-10 - 主分类号： F42B10/38 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种超声速巡航导弹新型助推器方案，其结构包括酒瓶形状的助推器壳体、助推器装药以及补燃室、转级控制装置和卡箍。本实用新型与现有技术相比的优点在于：助推器外形和装药都呈酒瓶形结构，其尾部带喷管，与无喷管助推器相比，比冲更高；同时其头部伸入补燃室内部，大大增加了助推器的装药质量，增大了助推器的总冲。采用这种新型的助推器，补燃室不需要装药，更不需要设计用于助推阶段的喷管，也减少了转级次数，零部件更少，使设计过程和制造工艺大为简化，提高了系统的总体可靠性能。
助推器喷管本实用新型补燃室超声速卡箍装药助推器壳体助推器装药飞行过程工作阶段工作性能酒瓶形状可靠性能控制装置设计过程制造工艺导向槽酒瓶形室内部偏移扰动补燃伸入零部件扭转

[发明专利]一种基于地面试验数据的固体火箭发动机内弹道修正方法-CN202310361331.7在审
发明人：彭超;喻峰;周福祥;杨顺凯;郭晓涛 -专利权人：江南机电设计研究所
申请日： 2023-04-06 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明在进行内弹道修正时，通过引入燃速比例系数、装药质量比例系数，充分考虑推进剂燃速对发动机工作时间，实际装药量对发动机总压强冲量及总冲的影响，能够针对每台固体火箭发动机装药量、燃速等个体差异对固体火箭发动机内弹道进行较准确预示
一种基于地面试验数据固体火箭发动机弹道修正方法

[发明专利]一种变推力发动机压力反馈控制参数自整定方法-CN202110450193.0有效
发明人：段鑫;陈井刚;刘晓丽;钱鸣;孙长宏;彭文博 -专利权人：上海新力动力设备研究所
申请日： 2021-04-25 - 公布日： 2022-02-01 - 主分类号： F02K9/08 文献下载
摘要：固体发动机压力变化受到喉部面积、装药燃速、装药燃面等多因素耦合的影响，压力反馈控制系统是一个复杂的非线性时变系统，压力控制参数与系统状态实时关联。
一种推力发动机压力反馈控制参数方法

[发明专利]一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室-CN201710044584.6有效
发明人：田辉;朱浩;何凌飞;张源俊;于瑞鹏 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-01-19 - 公布日： 2019-04-05 - 主分类号： F02K9/72 文献下载
摘要：本发明中公开一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体。在两段药柱之间设置中间腔，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，中间腔外壁面与发动机燃烧室壳体内壁面粘接。发动机工作时，由于两段药柱旋转装填，氧化剂和燃料在燃烧室内的行程得以延长，同时由于中间腔的存在和后段药柱端面的阻碍作用，氧化剂和燃料可以进行更加充分的混合燃烧，从而有效提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率
一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力

[发明专利]一种多级装药固体燃料冲压发动机-CN202011482656.3在审
发明人：高鲲鹏;李海波;常煜辉 -专利权人：北京动力机械研究所
申请日： 2020-12-15 - 公布日： 2021-04-16 - 主分类号： F02K7/10 文献下载
摘要：本发明提供一种多级装药固体燃料冲压发动机，提出了多级装药的固体燃料冲压发动机，同时，通过多级装药性能匹配，为各级装药选取不同的几何尺寸、燃速等参数，解决发动机性能与飞行高度、飞行速度匹配性差的问题，实现固体燃料冲压发动机大空域
一种多级固体燃料冲压发动机

[发明专利]一种固体火箭发动机装药烤燃条件下响应烈度测试装置-CN202211588912.6在审
发明人：王领;聂建新;梁家豪;赵艳红;刘建伟;王新强;徐琦薇 -专利权人：西安长峰机电研究所
申请日： 2022-12-12 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种固体火箭发动机装药烤燃条件下响应烈度测试装置，包括高速摄影系统、温度测试系统、固体火箭发动机装药烈度试验器和可控加热系统，固体火箭发动机装药烈度试验器包括定向堵头、滑块、壳体和装药，定向堵头为开有轴向通孔的柱体；装药外包覆壳体，壳体前端开口并连通所述定向堵头的通孔；滑块安装在所述定向堵头的通孔内；固体火箭发动机装药烈度试验器安装在可控加热系统内，由可控加热系统对装药进行加热直至装药发生反应后推动滑块运动；高速摄影系统采集滑块运动图像；温度测试系统采集装药温度。本发明加工成本低，测试精度高，测试方法简单，能够实现定量或者半定量的评价，适用于各种类型的固体火箭发动机装药。
一种固体火箭发动机装药烤燃条件下响应烈度测试装置