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公开(公告)号：CN119616723A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411715598.2
申请日：2024-11-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 一种固体火箭发动机点火控制器连接固定结构，其特征在于，包含有燃烧室壳体、尾管壳体、连接环、点火控制器以及螺钉；所述连接环装配后朝向发动机尾部喷管方向设计有环向均匀分布的12个配合台阶及周向加强筋；所述每处配合台阶上设计有2个螺纹沉头孔，用于将点火控制器与连接环进行装配固定；12个配合台阶可以实现点火控制器在固体火箭发动机尾±15°范围内调节定位。本发明提高了系统整体空间利用率，且安装简单，成本低廉。并且，通过连接环上增加配合台阶与周向加强筋设计，不仅可保证连接环的结构强度，还可对点火控制器在环向任意±15°范围内进行固定，满足导弹舵机舱内部的空间布局要求。
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公开(公告)号：CN116181521A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211706572.2
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种单室双推力固体火箭发动机装药结构及工艺，包括药柱，绝热层，燃烧室壳体；将所述燃烧室壳体内表面喷砂处理并均匀喷涂胶粘剂后与绝热层进行粘接，之后将绝热层内表面打毛并均匀喷涂衬层；采用真空贴壁浇注工艺将药柱整体固化于绝热层内表面，本发明的固体火箭发动机燃烧室装药结构采用变截面一体化设计，改善了传统串联组合式单室双推力星孔药柱成型工艺的复杂性，避免了组合式星孔药柱在过渡段成型过程中出现的脱粘、夹渣、气泡以及裂纹等质量问题，保证了装药结构完整性和内弹道性能，实现了导弹离架所需最小初始推力和导弹质心前置的特性需求，有效解决了导弹飞行失稳的问题，提高了导弹飞行可靠性，并在型号上得到成功应用。
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公开(公告)号：CN111090936B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN201911285958.9
申请日：2019-12-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Inventor： 王磊 , 毛成立 , 张海波 , 娄永春 , 尹胜杰 , 阳洁 , 张鲁 , 张峪 , 王昌茂 , 韩富强 , 纪晓婷 , 陈俊 , 王蓬勃 , 方冰 , 徐秋丽 , 乌日娜 , 王一奇 , 王伟良
Abstract: 本发明公开了一种燃气发生器多级点火性能匹配性仿真计算方法，包括：根据待求解燃气发生器的参数，构建n+5维向量：确定n+5维向量的微分表达形式，并构建常微分方程组；采用自适应步长的Runge‑Kutta计算方法，对常微分方程组进行求解，得到各推进剂燃烧掉的肉厚、燃烧室压强、喉部半径、质量流率随发动机工作时间变化的曲线。本发明能够对多种推进剂(包含发动机主装药和点火药)共同燃烧情况下，进行精确的内弹道仿真计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111090936A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911285958.9
申请日：2019-12-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Inventor： 王磊 , 毛成立 , 张海波 , 娄永春 , 尹胜杰 , 阳洁 , 张鲁 , 张峪 , 王昌茂 , 韩富强 , 纪晓婷 , 陈俊 , 王蓬勃 , 方冰 , 徐秋丽 , 乌日娜 , 王一奇 , 王伟良
Abstract: 本发明公开了一种燃气发生器多级点火性能匹配性仿真计算方法，包括：根据待求解燃气发生器的参数，构建n+5维向量：确定n+5维向量的微分表达形式，并构建常微分方程组；采用自适应步长的Runge-Kutta计算方法，对常微分方程组进行求解，得到各推进剂燃烧掉的肉厚、燃烧室压强、喉部半径、质量流率随发动机工作时间变化的曲线。本发明能够对多种推进剂(包含发动机主装药和点火药)共同燃烧情况下，进行精确的内弹道仿真计算。
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公开(公告)号：CN115875154A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211449615.3
申请日：2022-11-18
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机膨胀式卡环结构，属于固体火箭发动机领域；包括封头、发动机壳体、O型圈、卡环和螺钉；其中，发动机壳体为轴向水平放置的中空筒状结构；封头同轴伸入发动机壳体的内腔中；O型圈设置在发动机壳体内壁与封头外壁的对接处；卡环嵌入在发动机壳体的内壁；通过螺钉实现对卡环和封头的固连；卡环为开口卡环，通过开口处实现卡环径向压缩与膨胀；本发明结构简单、重量轻和工艺性好，连接简单，且拆装更方便。
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公开(公告)号：CN110145411B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910446761.2
申请日：2019-05-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，在固体发动机燃烧室装药内设置内腔隔板，内腔隔板材料为聚氨酯泡沫材料。本发明的有益效果在于：可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，降低发动机工作最大压强，减小壳体设计厚度，降低导发动机消极质量，增加导弹射程。
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公开(公告)号：CN110145411A
公开(公告)日：2019-08-20
申请号：CN201910446761.2
申请日：2019-05-27
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，在固体发动机燃烧室装药内设置内腔隔板，内腔隔板材料为聚氨酯泡沫材料。本发明的有益效果在于：可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，降低发动机工作最大压强，减小壳体设计厚度，降低导发动机消极质量，增加导弹射程。
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公开(公告)号：CN203685415U
公开(公告)日：2014-07-02
申请号：CN201320806136.2
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/32
Abstract: 本实用新型的固体火箭发动机笼式骨架结构扩散段，包括：扩散段本体和笼式骨架；所述笼式骨架由径向环组成；杆体位于所述径向环内，与发动机轴线成一定夹角；所述笼式骨架位于所述扩散段本体外起支撑作用。该固体火箭发动机笼式骨架结构扩散段在所给质量和体积范围内，满足总体对总重量的基本要求，保证发动机工作可靠性和结构安全性，解决了固体火箭发动机减重要求，提高了固体火箭发动机质量比，增加了有效飞行距离，笼式骨架结构扩散段方式能够满足固体火箭发动机启动时大推力要求，可靠性高。
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