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公开(公告)号：CN118959184A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202310537283.2
申请日：2023-05-14
申请人： 杨嘉琦
发明人： 杨嘉琦
IPC分类号： F02K9/97
摘要： 本发明属于发动机喷管领域，其提供了一种实时无级可变喉部通气面积的喷管及其应用，喷管自内向外包括喉衬、喷管绝热层和喷管壳体，还包括多个活动栓；其中，在喷管喉部周向设有多个贯穿喉衬、喷管绝热层和喷管壳体的非轴向孔，每个所述非轴向孔内安装一个所述活动栓；所述活动栓可在外力驱动下沿非轴向孔相对喉部中心做伸缩运动，从而缩小或扩大喉部通气面积；所述多个活动栓的伸缩运动可同步或不同步。本发明通过驱动活动栓沿非轴向孔相对喷管中心做伸缩运动，达到实时无级可变喉部通气面积的目的，结构简单，消极质量小，且不影响发动机装药设计，能够提高发动机能量利用率，增加导弹射程、末速度、过载能力，提高精确打击和协同打击能力。
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公开(公告)号：CN115450798B
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202211345759.4
申请日：2022-10-31
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长尾喷管，包括：长尾喷管壳体、收敛等直段绝热层、背衬、前碳环、喉衬、后碳环和堵盖。本申请可以长时间保证长尾喷管的喉部面积，还大幅度提升了热防护能力，确保了工作可靠性，得以使其工作时间达到200s以上。
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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：CN118481874A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410708127.2
申请日：2024-06-03
申请人： 北京航星机器制造有限公司
摘要： 本发明涉及一种空间倾斜点阵结构、筛网及其制造方法，属于增材制造技术领域，解决了传统的点阵结构产品无法实现微小孔径，产品功能性不高的问题。一种空间倾斜点阵结构，被压缩后可以变形并将孔径减小。一种空间倾斜点阵结构的制造方法是先根据实际应用需求，利用计算机辅助设计CAD软件设计点阵结构的三维模型；然后通过增材制造技术制造点阵结构；接着对点阵结构进行整体或者局部的塑性变形，将孔径减小，达到满足点阵结构产品的功能。该制造方法能有效减小点阵结构的的孔径，提高产品的功能。
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公开(公告)号：CN118462435A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410708128.7
申请日：2024-06-03
申请人： 北京航星机器制造有限公司
摘要： 本发明涉及一种空间螺旋点阵结构、筛网及其制造方法，属于增材制造技术领域，解决了传统的点阵结构产品无法实现微小孔径，产品功能性不高的问题。一种空间螺旋点阵结构，被压缩后可以变形并将孔径减小。一种空间螺旋点阵结构的制造方法是先根据实际应用需求，利用计算机辅助设计CAD软件设计点阵结构的三维模型；然后通过增材制造技术制造点阵结构；接着对点阵结构进行整体或者局部的塑性变形，将孔径减小，达到满足点阵结构产品的功能。该制造方法能有效减小点阵结构的的孔径，提高产品的功能。
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公开(公告)号：CN118459238A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202311849901.3
申请日：2023-12-28
申请人： 内蒙动力机械研究所
IPC分类号： C04B35/83 , C04B35/52 , C04B35/622 , F02K9/97
摘要： 本发明提供一种碳/碳喉衬近净成型及表面定向增密抗烧蚀方法，包括如下步骤：预制体的制备；预制体高温处理；预制体的等温化学气相沉积增密；车削为圆环体；将内孔表面高密度″结壳″车削去除；将预制体置于等温化学气相沉积炉内进行增密；将内孔截面车削为梯形；等温化学气相沉积增密，在梯形截面基础之上将气动型面基本车削到位；转入高温炉内，进行石墨化处理；转入树脂浸渍碳化增密；将喉衬气动型面完全车削到位；进行石墨化处理；对合格的喉衬进行等温化学气相沉积增密处理；转入高温炉内，进行石墨化处理；将完全状态喉衬与背壁绝热层、金属支撑件进行粘接。本发明可以在有效降低喉衬烧蚀率的同时，压缩产品制备周期。
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公开(公告)号：CN118292995A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410590738.1
申请日：2024-05-13
申请人： 贵州航天朝阳科技有限责任公司
摘要： 本发明公开了一种拉瓦喷管自锁紧封堵结构及其应用。拉瓦喷管自锁紧封堵结构通过设计一种锥形自锁紧堵头，将密封材料挤压变形，形成一种可调节径向大小的密封结构。密封性测试或流阻增压测试时，检测用的气体或者液体将自锁紧封堵结构紧紧压在拉瓦喷管内壁面，检测用气体或液体压力越大，密封效果越好。本发明的拉瓦喷管自锁紧封堵结构密封有效地提高了包含拉瓦喷管的发动机产品密封检测或流阻增压检测的可靠性和安全性，降低了封堵结构的设计难度，封堵效果更好。
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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
申请人： 西安航天动力技术研究所
摘要： 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：CN118188220A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410384552.0
申请日：2024-04-01
申请人： 西北工业大学
摘要： 本发明公开了一种用于RBCC发动机引射模态的全流道，由自前向后依次连通的进气道、隔离段、燃烧室、喷管组成；隔离段靠近进气道处设置有燃料支板；隔离段与燃烧室的连通处设置有引射火箭；燃烧室与喷管的连通处设置有外置火箭；本发明在兼顾多模态的同时，具有更高的引射比和二次燃烧效率，进而提升了发动机的推力和比冲。
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公开(公告)号：CN118066037A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410503727.5
申请日：2024-04-25
申请人： 北京中科宇航技术有限公司
摘要： 本申请公开了一种110吨针栓式液氧煤油发动机燃气发生器，涉及航天技术领域，包括：下壳和上壳；其中，下壳至少包括：下壳体、燃料环腔、燃料入口、点火剂环腔、点火剂入口、多条下燃料纵向流道和多个点火剂管道；上壳至少包括：上壳体、液氧入口、液氧吹除口、喷管机构和多条上燃料纵向流道；上壳体的下端与下壳体的上端连接，且多条上燃料纵向流道分别与多条下燃料纵向流道一一连通，喷管机构与下容纳空腔连通。本申请具有结构简单、液氧流道流动特性好、流阻小和燃烧效果好的技术效果。
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