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公开(公告)号：CN119554417A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202411750665.4
申请日：2024-12-02
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F16J15/14
Abstract: 本发明公开了一种曳光舱环形输出口用密封结构，其特征在于，包括：外壳体(1)、环形堵环(2)、内壳体(3)、导流锥(4)、密封胶(5)，所述内壳体(3)和外壳体(1)组成环形输出口，所述环形堵环(2)放置在内壳体(3)、外壳体(1)组成的环形输出口处，采用导流锥(4)固定，并在连接处涂抹足量的密封胶(5)，由此形成密封结构。本发明能够实现曳光舱360°环形输出口可靠密封，结构简单，操作性好，满足贮存要求。
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公开(公告)号：CN111222224B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN201911303903.6
申请日：2019-12-17
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: G06F30/20 , F02K9/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机自由装填药柱包覆套设计方法，步骤包括：(1)预制成型中空的圆柱型包覆套，形成自由装填药柱；(2)将药柱固定装入燃烧室中；(3)确定包覆套的外径尺寸，药柱与燃烧室内壁的单边间隙为r，包覆套厚度预设h；(4)确定药柱推进剂的热分解温度，确定推进剂的初始分解温度T1；(5)对发动机建模，在发动机工作稳定状态下，确定包覆套外壁面的瞬时最高温度T2；(6)若T2＜T1‑50℃，则对包覆套厚度h进行减薄，反之则进行加厚，通过迭代确定包覆套最优厚度，使T2＝T1‑50℃。本发明确保发动机长时间工作中，在能够保证起到有效隔热阻燃的同时，尽可能降低包覆套的厚度，减轻发动机的消极重量。
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公开(公告)号：CN112459921A
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202011272312.X
申请日：2020-11-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，该喷气装置包括喷管体、喉衬和堵盖，所述喷管体为壳体结构，包括圆筒段、以及圆筒段后端周向均匀排布的多个斜切斜置喷管，发动机燃气从斜切斜置喷管中排出，合成推力沿喷管体的轴线方向；所述喉衬粘结在斜切斜置喷管的入口处；所述堵盖粘结在喉衬的尾部。本发明中喷气装置及方法采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对后舱段造成破坏；喷管体结构采用斜切斜置喷管均匀布局，采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′，满足轴向合成推力高精度要求。
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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：CN111222224A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201911303903.6
申请日：2019-12-17
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: G06F30/20 , F02K9/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机自由装填药柱包覆套设计方法，步骤包括：(1)预制成型中空的圆柱型包覆套，形成自由装填药柱；(2)将药柱固定装入燃烧室中；(3)确定包覆套的外径尺寸，药柱与燃烧室内壁的单边间隙为r，包覆套厚度预设h；(4)确定药柱推进剂的热分解温度，确定推进剂的初始分解温度T1；(5)对发动机建模，在发动机工作稳定状态下，确定包覆套外壁面的瞬时最高温度T2；(6)若T2＜T1-50℃，则对包覆套厚度h进行减薄，反之则进行加厚，通过迭代确定包覆套最优厚度，使T2＝T1-50℃。本发明确保发动机长时间工作中，在能够保证起到有效隔热阻燃的同时，尽可能降低包覆套的厚度，减轻发动机的消极重量。
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Patent Agency Ranking
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：CN118008621A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410003486.8
申请日：2024-01-02
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明涉及一种复合壳体固体发动机抗疲劳可拆卸式吊挂装置，属于固体火箭发动机领域。本发明是为了解决现阶段复合材料燃烧室机载的连接性和可靠性问题。该吊挂装置能够实现：(1)通过螺纹连接将吊挂与燃烧室壳体进行连接固定，解决了复合材料壳体吊挂连接的不可靠问题；(2)通过基体改性提高碳纤维树脂基复合材料的抗疲劳能力，进一步满足机载发动机的工况需求。(3)吊挂装置为可拆卸式，结构连接简单，装配方便，可靠性和适配性高，工艺可行性良好。
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公开(公告)号：CN117869111A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410084103.4
申请日：2024-01-19
Applicant: 上海新力动力设备研究所
IPC: F02K9/34
Abstract: 本发明涉及适用于固体火箭发动机壳体级间热防护的绝热层搭接结构，包括：前壳体、后壳体、前绝热层、后绝热层、前药柱、后药柱；所述前壳体和后壳体为两段燃烧室壳体，前绝热层和后绝热层分别铺设在前壳体、后壳体上，并采用顺燃气流搭接形式，搭接位置采用模具一体化成型；前药柱和后药柱分别与前绝热层、后绝热层通过衬层胶粘接；前绝热层、后绝热层搭接位置采用“台阶”形式搭接，燃气流先流经的前绝热层位于搭接位置下方，径向靠近产品轴心，后绝热层位于搭接位置上方，径向靠近产品外壁。本发明结构简单，易于广泛应用于壳体级间绝热层搭接设计，经大量试验证明安全可靠，有利于对壳体级间对接结构的热防护。
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公开(公告)号：CN115655017A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211194226.0
申请日：2022-09-28
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明公开了一种实现靶弹重量调节的无控靶弹，其结构主要包括前舱、弹载任务舱、动力舱、尾舱、四片弹翼、前舱配重组、尾舱配重组；前舱位于靶弹头部，往后依次是弹载任务舱、动力舱与尾舱，各舱段采用圆周均布、规格相同的沉头螺钉连接，无控靶弹下方有两处“T”形滑块，配合发射架进行倾斜式发射。动力舱尾部安装4片弹翼，呈“X”布局。前舱配重组、尾舱配重组由多个配重环组成，根据使用要求增减配重环数量，从而完成靶弹重量的调节。本发明能够在不改变靶弹气动外形和动力性能的前提下，仅通过调整内部的2处配重组，调节靶弹质量，完成导弹飞行试验中不同高度的供靶任务，配重组可在试验现场快速拆装，方便快捷。
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公开(公告)号：CN112459921B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202011272312.X
申请日：2020-11-13
Applicant: 上海新力动力设备研究所
Abstract: 本发明提供了一种整体式具有多个斜切斜置喷管的喷气装置及喷气方法，该喷气装置包括喷管体、喉衬和堵盖，所述喷管体为壳体结构，包括圆筒段、以及圆筒段后端周向均匀排布的多个斜切斜置喷管，发动机燃气从斜切斜置喷管中排出，合成推力沿喷管体的轴线方向；所述喉衬粘结在斜切斜置喷管的入口处；所述堵盖粘结在喉衬的尾部。本发明中喷气装置及方法采用斜切斜置喷管结构，发动机燃气从喷管侧面排出，合成推力沿喷管体轴线方向,实现了轴向推力需求，同时喷管出口高温燃气又不会对后舱段造成破坏；喷管体结构采用斜切斜置喷管均匀布局，采用一体化整体加工成型，推力偏心≤3′，满足轴向合成推力高精度要求。
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