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公开(公告)号：CN116753085A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310844400.X
申请日：2023-07-11
申请人： 武汉高德红外股份有限公司
摘要： 本发明提供了一种大推力比的单室双推力固体火箭发动机，包括装药燃烧室和喷管，所述装药燃烧室包括壳体、绝热层和药柱，所述绝热层设置于所述壳体的内表面，所述药柱填充于绝热层内，所述绝热层的厚度由装药燃烧室自其远离喷管一端向其靠近喷管一端逐渐增大，所述药柱包括一级药柱段和二级药柱段，且所述二级药柱段位于一级药柱段的远离喷管的一侧。该发明在不改变发动机最大工作压强的前提下，采用渐变厚度的绝热层和药柱结构设计，在有限空间尽可能地增加装药量，提高发动机的质量比和总冲；并且喷管配合采用烧蚀率大的喉衬材料，还可进一步提高发动机的两级推力比，使得单室双推力固体火箭发动机的两级推力比达到10以上。
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公开(公告)号：CN116378851A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310135589.5
申请日：2023-02-20
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技术领域，具体涉及一种粉末爆轰发动机。包括：燃气发生器、输送装置及爆震发动机，燃气发生器包括顶盖、燃烧室壳体、高硅氧绝热层、药柱及喷嘴，所述顶盖与燃烧室壳体通过螺栓连接，所述燃烧室壳体另一侧与喷嘴通过螺栓紧固连接；输送装置，所述输送装置两端分别通过螺栓连接于燃气发生器及爆震发动机；爆震发动机包括粉末喷注装置、喷注器、预爆管、中心体、爆燃室及锥形体，所述粉末喷注装置置于输送装置内表面，末端同轴设置有锥形体，对喷射的高温燃气进行分流，爆燃室壳体设置有喷注器和预爆管，爆燃室设有中心体，致使爆燃室形成环缝。爆震循环热效率比等压循环热效率可提高18％‑37％。
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公开(公告)号：CN116291970A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310105185.1
申请日：2023-02-13
申请人： 南昌航空大学
摘要： 本发明涉及一种可观测的固体火箭发动机点火试验平台，包括点火器、测量段、喷管，所述点火器设置在所述测量段的前端，所述喷管设置在所述测量段的后端；所述测量段包括方型腔体、石英玻璃盖板、石英玻璃、药柱段、温度传感器、压强传感器、燃烧室、高速摄像仪。本发明旨在解决发动机点火瞬态过程无法直接观测的难题，以及难以直接监测燃烧室内温度/压强的难题。
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公开(公告)号：CN114714545B
公开(公告)日：2023-02-14
申请号：CN202210405621.2
申请日：2022-04-18
申请人： 大连理工大学
摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机半哑铃环形槽药柱成型模及成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。该方法能实现特殊半哑铃环形槽药柱结构的快速成型，拓展了芯模装药的适用范围。其特征是利用增材制造技术实现特殊可燃芯模组件的制备，通过免拆卸芯模方案实现该特殊药柱结构的成型，通过点阵或蜂窝结构保证芯模结构的轻质化，同时实现芯模结构在点火后迅速燃烧。本发明实现了一种半哑铃环形槽药柱结构的成型，为复杂药柱结构的设计及生产提供一种快速高效的实现手段。与现有的芯模制作工艺相比，本发明能够实现其无法实现的复杂药型构建，同时提高生产效率。
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公开(公告)号：CN115596571A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211497078.X
申请日：2022-11-28
申请人： 中国科学院力学研究所(CN)
摘要： 本发明公开了应用于固液发动机药柱的内嵌金属特征结构及其制备方法，其方法为：绘制得到单位gyroid极小曲面结构；将单位gyroid极小曲面结构沿三维进行阵列至设定尺寸，得到gyroid晶格结构；对获得的gyroid晶格结构进行加厚，获得片层状gyroid晶格结构；根据药柱尺寸建立模型，与得到的片层状gyroid晶格结构相交，得到与药柱外形尺寸一致的gyroid晶格结构；3D打印得到具有gyroid晶格结构的内嵌金属特征结构。该金属特征结构利用gyroid结构无扭曲、平均曲率为零、拓扑结构复杂、曲面上受力点分布均匀、力学性能好的特点，提升了药柱整体的杨氏模量与屈服强度。
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公开(公告)号：CN110596301B
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN201910973397.5
申请日：2019-10-14
申请人： 西安近代化学研究所
摘要： 本发明公开了一种双基系推进剂不同过载方向燃烧的测试发动机及测试方法，成功解决了过载方向对推进剂燃烧的影响。本发明燃烧室壳体设有爆破装置，爆破装置上安装大小双圆台阶状爆破密封塞，并用爆破盖拧紧；燃烧室壳体中部设有喷管，高强度石墨安装于喷管座中，并用压盖拧紧以防止试验中石墨喷喉喷出。燃烧室壳体以喷管中心为对称轴，一边放置端面燃烧推进剂装药、一边放置假药柱，通过互换推进剂装药与假药柱的位置，达到改变过载方向的目的。为避免过载下装药燃烧堵塞喷管及点火药甩出，采用燃烧后无残渣的赛璐珞盒固定点火药，保障过载下发动机试验的安全性和可靠性。适用于不同过载方向下推进剂装药燃烧特性和内弹道性能的测量及评价。
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公开(公告)号：CN115247617A
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202210773801.6
申请日：2022-07-01
申请人： 大连理工大学
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机径向环形槽药柱成型芯模及成型方法，属于航空航天技术领域。本发明利用可燃芯模组件与可消融芯模相结合，利用可消融芯模的可消融性，在装药时提供强度支撑，使药柱形成特定结构，在装药后通过消融去除，可燃芯模组件一方面在可消融芯模去除过程中对药柱提供保护，另一方面在发动机点火后迅速燃烧，不对发动机的内弹道特性造成影响。本发明解决了径向环形槽药柱成型困难的问题，能够实现多个径向环形槽药柱结构的快速成型及生产；本发明可以实现径向环形槽等复杂药柱结构的快速制备，为复杂药柱结构的设计及生产提供一种快速高效的实现手段，同时与现有的拆卸组合芯模相比，该方法能够提高生产效率。
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公开(公告)号：CN114922746A
公开(公告)日：2022-08-19
申请号：CN202210704900.9
申请日：2022-06-21
申请人： 西北工业大学
摘要： 为了解决现有的固体火箭发动机推力调节效果不佳的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机及其推力调节方法。本发明将固体燃料与凝胶氧化剂分开放置，有效提升了发动机的低易损性；推进剂药柱采用燃料包裹氧化剂，药柱的氧燃比可预先设计好，利用步进电机和电机托盘将推进剂药柱驱动进入燃烧室内，通过调整步进电机功率来改变推进剂的供给量，药柱经气化后最终可在燃烧室中按照预先设计的固定氧燃比进行燃烧，实现了灵活、准确、快速地调控推力的目的；采用刀片不动、推进剂药柱螺旋式进给的方式，有利于刀片对其进行切割，保证大质量流率的供给。
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公开(公告)号：CN114856858A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210197031.5
申请日：2022-03-02
申请人： 武汉高德红外股份有限公司
IPC分类号： F02K9/10
摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机装药药柱结构，包括药柱本体，所述药柱本体的尾端面开设有球形缺口，所述球形缺口的球心在药柱本体轴线上，且与尾端面中心偏距为e，所述药柱本体长度L、尾端面直径D、球形缺口半径R满足如下关系式：R2+3·e2+0.25·D2=4·R·e‑2·L·(e‑R)。该发明通过具体设计药柱本体长度L、药柱本体直径D、球形缺口半径R、球形缺口的球心与尾端面中心偏距e之间满足的关系，实现装药燃面始终处于恒定的目的，使得发动机工作压强、工作推力也为稳定值，从而可减小发动机壳体厚度，增加质量比，从而提高了装药燃烧稳定性，改善了固体火箭发动机的工作品质。
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公开(公告)号：CN114714545A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210405621.2
申请日：2022-04-18
申请人： 大连理工大学
摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机半哑铃环形槽药柱成型模及成型方法，属于固体火箭发动机技术领域。该方法能实现特殊半哑铃环形槽药柱结构的快速成型，拓展了芯模装药的适用范围。其特征是利用增材制造技术实现特殊可燃芯模组件的制备，通过免拆卸芯模方案实现该特殊药柱结构的成型，通过点阵或蜂窝结构保证芯模结构的轻质化，同时实现芯模结构在点火后迅速燃烧。本发明实现了一种半哑铃环形槽药柱结构的成型，为复杂药柱结构的设计及生产提供一种快速高效的实现手段。与现有的芯模制作工艺相比，本发明能够实现其无法实现的复杂药型构建，同时提高生产效率。
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