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公开(公告)号：CN118979831A
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202411470754.3
申请日：2024-10-21
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及一种基于固体含能药柱的串联式可变参数富燃燃气生成装置，包括：第一燃气发生器、第二燃气发生器、集气喷注结构、流量调节装置；第二燃气发生器和集气喷注结构同轴设置；集气喷注结构包括：中心连接管，锥形分布件；锥形分布件与中心连接管的一端相连接，锥形分布件的中空分布腔与中心连接管的中空部相连通；在锥形分布件的大直径端的周向侧壁上等间隔的设置有多个输出孔；中心连接管的另一端与第二燃气发生器相连接。本发明的第一燃气发生器产生的一次富燃燃气可对第二燃气发生器中的固体含能药柱进行冲刷烧蚀，以使得第二燃气发生器中裂解生成二次富燃燃气的过程进行解耦，降低了燃气发生器的工况和结构的设计难度。
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公开(公告)号：CN118934340A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411177036.7
申请日：2024-08-26
申请人： 南京理工大学
摘要： 本发明属于微推进技术和火工品技术领域，具体涉及一种基于热敏电阻半导体桥点火系统的固体化学阵列微推进器。包括上下设置的两层板体，两层板体连接为一个整体，使得连接后的结构上阵列分布有多个子微推进器，每一个子微推进器包括依次设置的喷口层、药室层和点火层，点火层包括点火电路，点火电路由多个含有半导体桥换能元的陶瓷塞阵列组成，每一个陶瓷塞下端面配设一个与半导体桥换能元并联的负温度系数热敏电阻NTC。本发明解决了目前固体化学微推进器点火功耗高、推力低、安全性差、点火成功率低等问题。
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公开(公告)号：CN118669238A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410877323.2
申请日：2024-07-02
申请人： 晋西工业集团有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种探空火箭用两级套装式发动机，包括前后设置的前壳体和后壳体、装填在所述前壳体内腔的二级装药、设置在所述二级装药后端的二级点火药盒、贴壁装填在所述后壳体内的一级装药、设置在所述一级装药后方的一级点火药盒和外喷管组件、设置在所述一级装药内腔的长尾喷管，封装在后壳体后端的密封后盖。本发明的两级套装式发动机，两级固体火箭发动机采用套装结构，产品飞行过程中不分离，减少了火工品使用和飞行扰动；工作时落点集中，减少了残骸散布，缩小了试验清场区域，具有重要的推广应用价值。
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公开(公告)号：CN115163334B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202210267216.9
申请日：2022-03-17
申请人： 北京灵动飞天动力科技有限公司
摘要： 本发明公开了一种带姿轨控功能的多次启动固体发动机及设计方法，固体发动机包括发动机燃烧室、前封头、后封头、装药、主推喷管、姿轨控喷管、燃气阀、控制系统和点火器；主推喷管和姿轨控喷管安装于发动机同一燃烧室内且相互之间连通；装药同时为主推喷管和姿轨控喷管提供燃气动力；姿轨控喷管设置在发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，燃气阀位于发动机燃烧室前封头和后封头的内侧或外侧，燃气阀的燃气出口与姿轨控喷管一一对应；控制系统分别设置在前封头、后封头外侧，对燃气阀单独控制或组合控制；点火器为多舱段结构，固定在前封头位置处的燃气阀上。本发明能够实现固体火箭发动机的多次启动及姿态控制与调整功能。
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公开(公告)号：CN116733633B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202310858596.8
申请日：2023-07-13
申请人： 南昌航空大学
摘要： 本发明提供了一种水‑铝粉末火箭超燃冲压发动机，由水‑铝粉末火箭和超燃冲压发动机组成；其中，水‑铝粉末火箭包括储水箱、粉末储箱、燃料管道和燃气发生器。在少量水的流化作用下，铝粉输入燃气发生器中，在高温环境下，生成三氧化二铝和氢气；生成的产物与未完全反应的铝粉混合组成气固两相流，通过喉管以射流的方式进入超燃冲压发动机燃烧室中。由于氢气具有高热值，其火焰传播速度较快，因此能够解决燃烧室中因来流过快导致粉末燃料点火困难的难题；射流的掺混过程还提高了燃料与主流之间的掺混效率；同时，水、铝粉末输送的关停和流率控制可调，可实现发动机的推力调节，以适应不同飞行阶段的需求。
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公开(公告)号：CN118030317A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410244351.0
申请日：2024-03-04
申请人： 西安现代控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种容积可调可变喉道固体火箭发动机小型点火试验器，将传统点火试验器的燃烧室与前盖通过长螺纹连接，通过调节前盖深度调节燃烧室容积；同时将喷管喉衬单独加工通过螺纹与喷管壳体连接，从而达到可变喉道的目的。在地面点火试验及喷堵匹配试验中，利用本试验器仅需要调节燃烧室容积及更换喉衬部分，即可适应不同的试验需求，从而达到降低试验成本，缩短试验周期的目的。
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公开(公告)号：CN115726902B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202211455708.7
申请日：2022-11-21
申请人： 北京中科宇航技术有限公司
摘要： 本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种长时间工作的固体火箭发动机及其喉栓装置，包括：作动力传递连杆、固定支撑套、滑动支撑套、隔热套、喉栓体和喉栓热阻套；喉栓热阻套包裹至喉栓体的后段；作动力传递连杆的前端连接至喉栓热阻套；滑动支撑套的前段套装至喉栓热阻套上，滑动支撑套的后段套装至作动力传递连杆的前段；固定支撑套套装至滑动支撑套的外部，并且与固定支撑套滑动配合；隔热套套装至固定支撑套的外部，固定支撑套的后端伸出隔热套后端的开口，喉栓体的前端由隔热套前端的喉栓体伸出孔伸出。本申请可以提高喉栓装置在长时间工作下的隔热效果和热稳定性，适应长工时发展的要求，提高产品的可靠性。
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公开(公告)号：CN115263602B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202210897753.1
申请日：2022-07-28
申请人： 湖北三江航天江北机械工程有限公司
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机喷管潜入式堵盖粘接方法如下：柔性堵盖试装‑柔性堵盖打磨及容胶槽制作‑涂胶并加压‑气密检测。在柔性堵盖下段外型面A及喷管对应粘接部位型面进行第一次涂抹胶液，利用下压块上导向柱将柔性堵盖装入喷管内部；在柔性堵盖上段圆柱段外型面B及喷管对应粘接面进行第二次涂抹胶液；将上压块的四个分瓣安装在下压块上，利用内压块和导向柱压紧柔性堵盖上段圆柱段外型面B；采用堵盖分段刷胶、分段粘接的方式实现潜入式堵盖粘接，不仅保证了柔性堵盖粘接的气密可靠性，也降低了潜入式堵盖粘接的难度。
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公开(公告)号：CN117869128A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037290.0
申请日：2024-01-10
申请人： 上海新力动力设备研究所
摘要： 本发明公开了一种适用于高性能固体火箭发动机喷管的双层背衬结构，包括尾管壳体、碳碳喉衬和双层背衬结构，上述部件均为轴对称回转结构部件；双层背衬结构为整体缠绕成型的结构件，其内层为碳纤维背衬层，外层为高硅氧背衬层，碳纤维背衬层内侧与碳碳喉衬配合，高硅氧背衬层外侧与尾管壳体配合。碳纤维背衬层是由碳纤维布带和酚醛树脂缠绕固化成型，高硅氧背衬层是由高硅氧布带和酚醛树脂在碳纤维背衬层上接续缠绕固化成型，通过两次缠绕成型固化形成一个整体的双层背衬结构。由此可有效提高发动机工作过程中喷管的背衬结构的防碳化性能与支撑能力，进而提高喷管的可靠性，降低风险。
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公开(公告)号：CN114922746B
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202210704900.9
申请日：2022-06-21
申请人： 西北工业大学
摘要： 为了解决现有的固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机及其推力调节方法。本发明将固体燃料与凝胶氧化剂分开放置，有效提升了发动机的低易损性；推进剂药柱采用燃料包裹氧化剂，药柱的氧燃比可预先设计好，利用步进电机和电机托盘将推进剂药柱驱动进入燃烧室内，通过调整步进电机功率来改变推进剂的供给量，药柱经气化后最终可在燃烧室中按照预先设计的固定氧燃比进行燃烧，实现了灵活、准确、快速地调控推力的目的；采用刀片不动、推进剂药柱螺旋式进给的方式，有利于刀片对其进行切割，保证大质量流率的供给。
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