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公开(公告)号：CN110991109A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911158255.X
申请日：2019-11-22
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种适用于柔性接头摆动密封可靠性分析方法，在模拟柔性接头时弹性件和粘接之间不再采用捆绑约束，而是建立恰当的内聚力模型，以实现界面损伤的模拟，本发明能够计算不同工况下柔性接头的密封可靠度，并以此指导柔性接头的结构设计及工艺选材。
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公开(公告)号：CN116255278A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202310180027.2
申请日：2023-03-01
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本申请公开一种固体火箭发动机喉衬热结构试验装置，涉及固体火箭发动机测试领域，包括固定支座、壳体、背壁绝热层、壳体绝热层、喉衬试件、耐烧蚀锥、热源；壳体连接于固定支座，壳体开设有通孔，通孔一端位置直径减小，形成第二阶梯，背壁绝热层的一端接触第二阶梯，壳体绝热层位于背壁绝热层的另一端；喉衬试件嵌设于背壁绝热层、壳体绝热层内；耐烧蚀锥插设于喉衬试件内腔，耐烧蚀锥通过连接装置连接于壳体，用于调节耐烧蚀锥在喉衬试件内腔中的插入深度；热源的喷出口穿过壳体绝热层，且热源的火焰进入喉衬试件内腔，以使火焰能够从喉衬试件与耐烧蚀锥之间的间隙喷出。解决了现有方法中试验成本高，可重复性差，温度、压强测试困难等问题。
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公开(公告)号：CN109736975B
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN201811457148.2
申请日：2018-11-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供一种可降低扩张段外壁温的喷管及其设计方法，其中该喷管的扩张段主要由扩张段壳体、扩张段绝热内层、扩张段绝热外层和挡环组成；所述扩张段绝热内层外锥面上加工有空气槽，所述挡环粘接于所述空气槽外形成一定厚度的空气层，所述扩张段绝热外层包覆于扩张段绝热内层和挡环外形成扩张段绝热层组件，所述扩张段壳体通过配合面粘接于扩张段绝热层组件外。本发明能够实现在不改变扩张段绝热层厚度的情况下满足外壁温的指标要求，降低重量，达到对发动机整体结构布局的优化设计。
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公开(公告)号：CN118395607A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410314520.3
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G16C10/00 , G16C20/10 , G16C20/30 , G06F113/14 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F113/26
Abstract: 本发明公开了一种降低喷管扩张段绝热层烧蚀的设计方法，属于固体火箭发动机喷管技术领域。该方法实现的步骤如下：步骤一：根据喷管喉部直径Dt确定喉衬出口直径Dx，Dx满足Dx≥1.26Dt；步骤二：计算抗烧蚀层径向烧蚀厚度A1和耐热层径向厚度A2；步骤三：根据抗烧蚀层径向烧蚀厚度A1和耐热层径向厚度A2确定抗烧蚀层径向设计厚度B1和耐热层径向设计厚度B2。本发明可以有效降低扩张段绝热层小端的法向烧蚀量，从而能够减小扩张段绝热层的法向设计厚度，从而降低扩张段绝热层结构质量，对提高固体火箭发动机质量比有重要意义。
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公开(公告)号：CN110991109B
公开(公告)日：2023-04-21
申请号：CN201911158255.X
申请日：2019-11-22
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种适用于柔性接头摆动密封可靠性分析方法，在模拟柔性接头时弹性件和粘接之间不再采用捆绑约束，而是建立恰当的内聚力模型，以实现界面损伤的模拟，本发明能够计算不同工况下柔性接头的密封可靠度，并以此指导柔性接头的结构设计及工艺选材。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109882313B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201811457179.8
申请日：2018-11-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供一种可产生侧向推力固体发动机喷管及其设计方法，所述喷管的收敛段为球形非对称结构，主要由收敛段绝热层和包覆于绝热层外的壳体组成，所述喷管轴线与发动机轴线之间形成一定的夹角。本发明可产生侧向推力固体发动机喷管将收敛段设计球形非对称结构形式，且使发动机轴线和喷管轴线形成一定夹角，该结构保证发动机在工作过程中，可以同时产生轴向推力和侧向推力，燃气在扩张段对称流动，降低了非对称流动的推力损失，结构简单、工艺可实施性强、可靠性高。
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公开(公告)号：CN109882317A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201811459439.5
申请日：2018-11-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供一种可以降低外壁温的喷管扩张段结构，主要由扩张段绝热层、扩张段壳体、螺钉和卡环组成，所述扩张段绝热层的外锥面上加工有空气槽和卡环槽，所述卡环粘接于卡环槽内用于密封空气槽，形成一定厚度的空气层；所述扩张段壳体通过配合面与扩张段绝热层进行粘接，所述螺钉将扩张段壳体、卡环固定在扩张段绝热层上。能够实现在不改变扩张段绝热层厚度的情况下满足外壁温的指标要求，降低重量，达到对发动机整体结构布局的优化设计。
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公开(公告)号：CN109736975A
公开(公告)日：2019-05-10
申请号：CN201811457148.2
申请日：2018-11-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供一种可降低扩张段外壁温的喷管及其设计方法，其中该喷管的扩张段主要由扩张段壳体、扩张段绝热内层、扩张段绝热外层和挡环组成；所述扩张段绝热内层外锥面上加工有空气槽，所述挡环粘接于所述空气槽外形成一定厚度的空气层，所述扩张段绝热外层包覆于扩张段绝热内层和挡环外形成扩张段绝热层组件，所述扩张段壳体通过配合面粘接于扩张段绝热层组件外。本发明能够实现在不改变扩张段绝热层厚度的情况下满足外壁温的指标要求，降低重量，达到对发动机整体结构布局的优化设计。
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公开(公告)号：CN118224014A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410314526.0
申请日：2024-03-19
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种喷管与尾部环形点火装置的连接结构，属于固体火箭发动机药柱头部满装填技术领域。连接结构包括尾部环形点火装置、螺钉、绝热堵头、金属壳体和固定体绝热层；金属壳体的内表面上加工环形凹槽，环形凹槽的底面与固定体绝热层的端面平齐，两者共同构成容纳尾部环形点火装置空腔的底面；尾部环形点火装置装入金属壳体和固定体绝热层形成的环形安装空腔内，尾部环形点火装置的圆柱形凸台嵌入固定体绝热层的圆柱形凹槽内，螺钉穿过圆柱形凹槽上径向的通孔将尾部环形点火装置与固定体绝热层锁紧，绝热堵头安装在径向通孔的入口处将其封闭。本发明能够将尾部环形点火装置可靠固定，既不会带来消极质量，又不会破坏固定体绝热层强度。
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公开(公告)号：CN109882313A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201811457179.8
申请日：2018-11-30
Applicant: 西安航天动力技术研究所
Abstract: 本发明提供一种可产生侧向推力固体发动机喷管及其设计方法，所述喷管的收敛段为球形非对称结构，主要由收敛段绝热层和包覆于绝热层外的壳体组成，所述喷管轴线与发动机轴线之间形成一定的夹角。本发明可产生侧向推力固体发动机喷管将收敛段设计球形非对称结构形式，且使发动机轴线和喷管轴线形成一定夹角，该结构保证发动机在工作过程中，可以同时产生轴向推力和侧向推力，燃气在扩张段对称流动，降低了非对称流动的推力损失，结构简单、工艺可实施性强、可靠性高。
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