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公开(公告)号：CN115492701B
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202211082675.6
申请日：2022-09-06
申请人： 西安近代化学研究所
摘要： 本发明公开了一种旋转燃烧试验用双基系推进剂装药、测试装置及测试方法，解决了旋转燃烧条件下的推进剂燃烧规律及燃烧速度表征难题。本发明的推进剂装药采用内孔和后端面燃烧方式，对于自由装填装药来说，外侧壁和前端采用阻燃材料进行包覆；对于壳体粘结装药来说，推进剂药浆浇铸于燃烧室壳体中，并在前端面浇铸阻燃材料。采用本发明的装置进行旋转燃烧试验时，旋转产生的加速度矢量垂直于装药内孔表面，通过改变固体火箭发动机的转速，实现内孔表面加速度矢量大小的改变，来获得不同连续加速度条件下推进剂装药的燃烧规律及燃烧室压强‑时间曲线，通过对燃烧室压强‑时间的离散点数据采用零维内弹道控制方程进行反演获得推进剂的瞬时燃烧速度。
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公开(公告)号：CN118728592A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410812446.8
申请日：2024-06-21
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及一种大截面固体燃气发生器，包括：中空的外壳体，填充在所述外壳体中的固体推进剂，挡药板和喷嘴；所述外壳体的前端为封闭的，且所述喷嘴设置在所述外壳体的后端；所述外壳体内设置有腔室分隔件，且所述腔室分隔件用于将所述外壳体的中空部分隔为多个填充腔室；沿所述外壳体的轴向，多个所述填充腔室以预设顺序依次连通的迂回布置；所述挡药板设置在一个所述填充腔室的后端，且所述挡药板与所述喷嘴相对；所述固体推进剂在每一个所述填充腔室中填充，且在任意两个所述填充腔室相连通的位置，所述固体推进剂的端部采用引燃层相连接；所述外壳体中，与所述挡药板相对的所述固体推进剂的燃面为初始燃面。
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公开(公告)号：CN118653930A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202410877430.5
申请日：2024-07-02
申请人： 晋西工业集团有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种小直径喷管密封防护盖连接结构，包括小直径喷管和防护盖；所述小直径喷管的后端口部内壁开有环形配合槽，且环形配合槽处径向开有上段为圆台形定位段、下段为圆柱形通孔段的螺钉通过孔；所述防护盖的前侧板面设有中部外壁径向开有螺钉连接盲孔的环形配合台；所述防护盖的环形配合台插接在所述小直径喷管的环形配合槽内，并安装所述密封圈；所述沉头螺钉穿过所述小直径喷管的螺钉通过孔螺纹旋入所述防护盖的螺钉连接盲孔；在螺纹旋入过程，所述沉头螺钉的头部通过所述小直径喷管的螺钉通过孔上段的圆台形定位段，使所述小直径喷管与所述防护盖轴向拉紧。本发明的喷管密封防护盖连接结构，实现了小直径喷管的可靠密封防护。
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公开(公告)号：CN114371122B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202111518023.8
申请日：2021-12-13
申请人： 湖北三江航天江河化工科技有限公司
摘要： 本发明提供了一种提高IPDI型丁羟推进剂与衬层界面粘接性能的方法，以IPDI为固化剂的衬层半固化后，其表面采用增塑剂稀释后的IPDI溶液进行喷涂处理，再按照传统工艺进行浇注、固化。增塑剂为癸二酸二异辛酯、己二酸二辛酯、邻苯二甲酸二辛酯、乙酰柠檬酸三丁酯的一种或几种组合。且增塑剂稀释后的IPDI溶液中IPDI的质量分数为30%~70%，其余为增塑剂；IPDI的含量根据环境温湿度进行调整，环境增加时，提升IPDI的比例。本发明通过将配制好的增塑剂/IPDI溶液均匀喷涂在半固化的衬层上，然后再按照传统方式进行浇注、硫化。在不改变原有衬层、推进剂配方基础上，显著提升IPDI型丁羟衬层/推进剂界面粘接性能。
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公开(公告)号：CN115199435B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210847367.1
申请日：2022-07-19
申请人： 湖北三江航天红林探控有限公司
摘要： 本发明公开了一种可控关机的小型固体火箭发动机，属于火箭发动机技术领域，其包括装药室、封盖、长尾喷管和主装药，利用长尾喷管上第一/第二通道和主装药特性的对应设计，配合推力终止装置的设置，使得发动机可在打开第二通道后迅速排出装药室中的燃气并降低装药室中的燃气压力，完成主装药的降压熄火和发动机的强制关机。本发明中可控关机的小型固体火箭发动机，其结构紧凑，装配与控制便捷，能够确保发动机正常推进工作的同时，实现发动机的强制关机过程，且发动机的关机响应迅速、冲击过载较小、无结构破坏，可在发动机设计工作时间内任意时刻的关机作业，充分保证小型固体火箭发动机的工作性能和控制准确性，具有较好的应用前景和推广价值。
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公开(公告)号：CN118327813A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410547786.2
申请日：2024-05-06
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明公开的用于切向脉冲触发的固体火箭发动机，属于固体火箭发动机领域。本发明包括端盖组件、发动机壳体组件、推进剂装药、泄压阀组件、喷管组件、燃烧室延长段组件。端盖组件为安装在发动机头部的圆盘形装置，用于密封发动机。发动机壳体组件为发动机燃烧室主体部分，主要由发动机壳体、底部绝热套、推进剂装药、点火头底座、传感器座、泄压阀底座组成。泄压阀组件用于发动机异常工作时泄压保护。脉冲触发通过脉冲触发器组件实现。喷管组件为发动机的喷管主体。尾部延长段组件为发动机燃烧室延长段，在尾部延长段上设有切向脉冲转接头，通过切向脉冲转接头配合脉冲触发器向燃烧室内部产生切向脉冲，便于对发动机不稳定燃烧机理进行实验研究。
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公开(公告)号：CN115822814B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202211166126.7
申请日：2022-09-23
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： F02K9/32 , F02K9/34 , F02K9/97 , F02K9/95 , C06D5/06 , C09D181/02 , C09D177/00 , C09D127/12 , C09D129/04 , C09D127/18 , C09D7/61
摘要： 同轴环形多电极电控固体推力器，属于电控固体推力器技术领域，本发明为解决现有同轴电控固体推力器由一组中心电极和外电极构成存在推力调节范围小的问题。本发明包括外壳、喷管、中心电极、环形电极、电控固体推进剂和供电控制模块；外壳顶部和底部分别连接喷管、供电控制模块，外壳底端内壁具有同心圆式插槽；中心电极为圆柱体，通过插槽固定在外壳内部的中心位置；多层环形电极以中心电极为中心同心固定在外壳的插槽中，最内层环形电极与中心电极之间的圆环部构成燃烧腔室，其余相邻两层环形电极之间的圆环部构成燃烧腔室；在各级燃烧腔室中装填电控固体推进剂；各电极通过圆柱导向结构贯穿外壳底端并与供电控制模块实现电连接；各级燃烧腔室的尺寸满足下式限定，以保证所有燃烧腔室中的电控固体推进剂同步燃尽：#imgabs0#
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公开(公告)号：CN118008619A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410188885.6
申请日：2024-02-20
申请人： 陕西星际荣耀空间科技有限责任公司 , 北京星际荣耀空间科技股份有限公司
摘要： 本发明涉及燃烧发动机技术领域，公开了固体火箭发动机及燃烧发动机。其中，固体火箭发动机包括壳体、包覆柱、第一盖体、点火器和第二盖体，壳体包括依次连接的燃烧段、过渡段和喷管段，燃烧段、过渡段和喷管段一体成型设置，包覆柱设于燃烧段内且与燃烧段同轴设置，第一盖体固设于燃烧段内且与包覆柱抵接，点火器固设于过渡段内，点火器上连接有导线，第二盖体密封设于喷管段，第二盖体上留有贯穿孔，导线穿过贯穿孔与壳体的外界连通，本发明通过将燃烧段、过渡段和喷管段一体成型，能够有效减少各个加工环节的火箭发动机的推力线横移和推力线偏斜，提升火箭发动机的推力偏心精度，进而提高飞行器的飞行精度，并且结构简单，便于装配。
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公开(公告)号：CN117703632A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311798375.2
申请日：2023-12-26
申请人： 内蒙动力机械研究所
摘要： 本发明涉及固体火箭发动机喷管技术领域，具体涉及一种可维型的推力矢量喷管合成射流装置。包括：高压气瓶2、缓冲室3、楔形喷射器4、冷却通道5、膜片6及动力系统，所述合成射流装置和喷管绝热扩散段1耦合，所述缓冲室3与楔形喷射器4连通，缓冲室3侧壁开设有膜片6控制的通道口，所述冷却通道5开设在楔形喷射器4的内部，高压气瓶2贮备冷却液，所述动力系统为该合成射流装置提供动力。本发明喷射的冷却工质对扰流部位进行了主动冷却的热防护；本发明液体工质可在环境温度下贮存和使用，管路和喷射器不受高温燃气烧蚀，所用材料只要满足工质要求即可；本发明冷却工质一般为液体，密度大，且便于贮存。
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公开(公告)号：CN117685135A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311690578.X
申请日：2023-12-11
申请人： 贵州航天朝阳科技有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机喷管堵盖打开压强测试方法及装置，在堵盖到喷管和燃烧室装配端面容腔容积下进行堵盖的打开压强测试。通过设计喷管气密工装模拟燃烧室后封头壳体端面到堵盖密封面的容腔容积，并在该容腔容积下进行堵盖的打开压强测试。本发明的装置主要由充气保压工装、截止阀、压力表、喷管气密工装、管路系统和综合测控系统等组成。采用本发明的测试方法和装置能够获得接近真实情况的堵盖打开压强，节约了设计时间，以及生产和检测成本，保证了产品质量及后续设计和加工工作的顺利开展。
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