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公开(公告)号：CN113623088B
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202111044174.4
申请日：2021-09-07
申请人： 湖北三江航天红林探控有限公司(CN)
摘要： 本发明涉及固体火箭发动机技术领域，其公开了一种小型固体火箭发动机非直通式复合管路，其第一管路的一端连接火箭发动机，另一端封闭；第二管路连接第一管路的侧壁，并以与第一管路的连接点将第一管路分为输送段与容置段；其中，输送段用于推进剂燃气的输送，容置段用于容置推进剂燃气中的固体颗粒，并使得推进剂燃气在容置段处转向并通入到第二管路中，进而实现推进剂燃气与固体颗粒的分离；第三管路与第二管路相连，用于将第二管路中的推进剂燃气膨胀加速并喷出。本发明的小型固体火箭发动机非直通式复合管路，整体结构相对简单，提高了管路的抗冲刷能力，改善推进剂燃气在管路内的输送流畅程度，保证了推进剂燃气的推力稳定性。
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公开(公告)号：CN115467763A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202210896378.9
申请日：2022-07-27
申请人： 宁波天擎航天科技有限公司
发明人： 不公告发明人
摘要： 本发明适用于固体火箭发动机点火装置技术领域，提供了一种简易可靠的固体火箭发动机点火装置，包括：由耐高温材料制成的壳体，壳体内设有燃气通道，壳体的外周面设有多个燃气孔；设于燃气通道内的点火药；设于燃气通道内的电爆管；与燃气通道一端连接的导流罩，导流罩开设有与燃气通道连通的多个导流孔。本发明提供的一种简易可靠的固体火箭发动机点火装置利用耐高温材料制成的壳体封装点火药，未被引燃的点火药在燃气通道内可以继续被引燃充分燃烧，提高了点火药能量的利用率；同时点火燃气通过多个燃气孔和多个导流孔导流至推进剂的燃面，减少了点火燃气能量的损失，提高固体火箭发动机点火的可靠性，且结构简易可靠。
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公开(公告)号：CN114320662B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202210013506.0
申请日：2022-01-06
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹，该动力系统包括电控固体火箭推进段、凝胶冲压推进段、固体火箭推进段与进气道；电控固体火箭推进段包括能够存储电控固体推进剂的第一储存段与第一喷管，凝胶冲压推进段包括能够存储凝胶推进剂的第二储存段与预燃室，固体火箭推进段包括能够存储固体推进剂的补燃室与第二喷管；第一储存段、第一喷管、第二储存段、预燃室与补燃室依次相连，第二喷管位于补燃室内靠近尾端的位置；进气道与补燃室靠近首端的位置相通。以金属基凝胶推进剂为核心，构建工作模式可变的新型火箭/冲压发动机，实现了导弹宽速域、跨介质、高机动飞行，支撑未来宽速域、高机动能力的新型导弹动力系统。
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公开(公告)号：CN113494386B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110843701.1
申请日：2021-07-26
申请人： 江西新明机械有限公司
摘要： 本发明公开了一种小型化多功能的火箭发动机，该小型化多功能的火箭发动机，包括外壳，所述外壳采用燃烧室和长尾管一体化设计结构，所述外壳一端连接有发射发电装置，能够为发动机提供电能并为弹体提供出膛动力，所述长尾管外圆面安装有折叠式尾翼，所述折叠式尾翼通过内部设置的尾翼锁紧装置锁定于外壳外部，所述外壳尾部连接有喷管，所述喷管内部设置有延期点火模块，所述燃烧室内腔一侧设置有顶盖，所述顶盖与燃烧室之间填充有固体推进剂，所述顶盖与固体推进剂前端面之间设置有点火具；本发明采用电源、发射、飞行稳定、延期点火、勤务安全等功能一体化设计，提高了产品安全性，使用方便，利于推广。
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公开(公告)号：CN113931762B
公开(公告)日：2022-08-19
申请号：CN202111180798.9
申请日：2021-10-11
申请人： 西安近代化学研究所
摘要： 本发明提供了一种内卡环式固体火箭发动机总装装置及工艺，具体的：步骤S1，装配前封头与前挡药板；步骤S2，装配前封头与装药；前封头与装药装配在药柱合模工装上进行，装药外径尺寸通过两个合模半环进行限位；步骤S3，装配后挡药板；步骤S4，装配燃烧室；燃烧室和经过步骤S3的前封头装配在燃烧室压伸工装上进行；步骤S5，装配卡环；经过步骤S4的燃烧室和卡环装配在卡环挤压工装上进行；步骤S6，装配火工品。本发明的总装装置和工艺大幅缩短了产品的装配时间、提高了产品的装配质量、装配效率，消除了操作人员的装配安全隐患，节约了人力成本，最少仅需1名装配人员便可完成装配工作。
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公开(公告)号：CN114645800A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210422768.2
申请日：2022-04-21
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种大推力电控固体推力器，属于固体推力器领域，本发明为解决现有电控固体推力器装药量小，推力小问题。本发明方案：方形外壳的前侧开口端与喷管的大口端连接，正极和负极固定在绝热绝缘套内，并整体装配在方形外壳内腔中，正极设置有正极接线柱，负极设置有负极接线柱；方形外壳的后侧底板设置有两个绝缘通孔，所述正极接线柱、负极接线柱从两个绝缘通孔伸出至方形外壳的外部；负极和正极的结构相同，负极包括多个平行等间距的直薄片，任意两个相邻的直薄片端部由弧状板相连，负极和正极的弧状板相对设置于两侧，负极和正极的直薄片相对交叉形成等间距交错布局，负极和正极交错布局形成的间隙内填充电控固体推进剂。
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公开(公告)号：CN114412666A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210000962.1
申请日：2022-01-04
申请人： 湖北三江航天江河化工科技有限公司
摘要： 本发明提供一种用于测试固体推进剂压强指数的发动机及其测试方法，包括装药燃烧室壳体，装药燃烧室壳体内设有装药燃烧室，装药燃烧室内设有推进剂药柱，推进剂药柱为芯孔药型，推进剂药柱的芯孔为变截面芯孔，推进剂药柱的芯孔内设有点火药包，装药燃烧室壳体端部分别设有顶盖和喷管组件，顶盖设有与装药燃烧室连通的测压传感器安装接座。该发动机及其测试方法单次试验即可处理获得推进剂在相应压强范围内的动态压强指数，以达到降本增效的目的。
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公开(公告)号：CN114251196A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111129954.9
申请日：2021-09-26
申请人： 北京中科宇航技术有限公司
摘要： 本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，包括发动机后封头、后封头内绝热层、长尾管、长尾管内绝热层、喷管壳体、喉衬组件和喷管扩张段。喷管扩张段采用前后两段的分段结构，后段采用容易烧蚀的金属材料制作而成。本申请在单室双推力发动机进行由高压强转换至低压强时，喷管扩张比也自动转换，以适应喷管出口压强的变化，满足单室双推力固体火箭发动在不同推力段下完全扩张的扩张比需求。
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公开(公告)号：CN113931762A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111180798.9
申请日：2021-10-11
申请人： 西安近代化学研究所
摘要： 本发明提供了一种内卡环式固体火箭发动机总装装置及工艺，具体的：步骤S1，装配前封头与前挡药板；步骤S2，装配前封头与装药；前封头与装药装配在药柱合模工装上进行，装药外径尺寸通过两个合模半环进行限位；步骤S3，装配后挡药板；步骤S4，装配燃烧室；燃烧室和经过步骤S3的前封头装配在燃烧室压伸工装上进行；步骤S5，装配卡环；经过步骤S4的燃烧室和卡环装配在卡环挤压工装上进行；步骤S6，装配火工品。本发明的总装装置和工艺大幅缩短了产品的装配时间、提高了产品的装配质量、装配效率，消除了操作人员的装配安全隐患，节约了人力成本，最少仅需1名装配人员便可完成装配工作。
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公开(公告)号：CN110735733B
公开(公告)日：2021-04-27
申请号：CN201911013136.5
申请日：2019-10-23
申请人： 中北大学
摘要： 本发明属于内型面重建技术领域，具体涉及一种基于激光点云的固体火箭发动机内型面重建方法及装置。一种基于激光点云的固体火箭发动机内型面重建方法，包括以下步骤：1)利用线激光位移传感器采集固体火箭发动机内表面的位移值，利用D‑H矩阵将采集到的数据转换为固体火箭发动机内型面三维点云数据；2)设待检测的固体火箭发动机的设计半径为R，采用基于半径R的均值滤波方法对内型面三维点云数据进行精简；3)对精简后的固体火箭发动机内型面三维点云数据利用三角网生长算法进行三角网格面重建。本发明用线激光位移传感器进行全面扫描，利用激光抗干扰性强、稳定性高、传播速度快的优点，实现了对固体火箭发动机内表面高精度高效率的测量。
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