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公开(公告)号：CN119930375A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202411971494.8
申请日：2024-12-30
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 一种基于高顺式HTPB的超低温固体推进剂及其制备方法，属于固体推进剂领域，固体推进剂包含以下质量百分比含量的组分：氧化剂67％～77％、金属燃料12％～20％、粘合剂HTPB 6.5％～9.5％、增塑剂2％～8％、燃速催化剂0％～3％、固化剂0.4％～1％、交联剂0％～0.8％、功能调节剂0％～2％；其中粘合剂HTPB为通过氧化裂解合成的顺式烯丙基伯羟基含量高于50％的HTPB，所述增塑剂为较癸二酸二辛酯DOS、己二酸二辛酯DOA柔性链更多的油酸壬酯类增塑剂LZS‑404。突破了固体推进剂玻璃化温度下限，达到‑96℃以下，实现了在保持能量、燃烧等特性的同时，提高固体推进剂低温适应性，适用于深空探测任务用火箭发动机装药及高原地区、北方极寒地区、高空等极端场景用发动机装药。
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公开(公告)号：CN115639277B
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202211387520.3
申请日：2022-11-07
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明公开了一种低频弱燃烧信号推进剂水下声发射燃速测试装置，属于固体推进剂燃速测试技术领域，包括：燃烧室、阻尼层、传感器模块、信号前置放大模块、数据处理模块，阻尼层包覆于传感器模块紧贴燃烧室，传感器模块采集推进剂燃烧产生的声波信号，并将采集的声波信号转化为电荷信号发送到信号前置放大模块，信号前置放大模块将电荷信号转化为电压信号，通过信号放大、滤波实现对电压信号的精确选频，滤除预设频率范围外的干扰信号，滤波后的电压信号通过频压转换，输出转换后的电压发送给数据处理模块，数据处理模块判断燃烧起止点并计算燃速。本发明与现有技术相比，解决了低频弱燃烧信号推进剂无法进行水下声发射燃速测试的问题。
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公开(公告)号：CN119801774A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411850809.3
申请日：2024-12-16
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明公开了一种推力可连续调节的固体燃料‑凝胶氧化剂火箭发动机，包括燃气流量调节机构、前封头、带壳体固体燃料、喷管、潜入式分级燃烧喷注器、和柔性点火层；柔性点火层粘贴于带壳体固体燃料；燃气流量调节机构包括基座和绝热喉衬，燃气流量调节机构可沿前封头中心面和潜入式分级燃烧喷注器上的圆柱形入口进行轴向移动；潜入式分级燃烧喷注器包括喷注器主体、外壁绝热层、隔热材料、轴向连接段绝热层、径向连接段绝热层，隔热材料位于喷注器主体绕流段。本发明提供的推力可连续调节的固体燃料‑凝胶氧化剂火箭发动机是实现动力系统推力连续调节的有效途径，可以解决发动机燃烧效率低、大推力输出难的问题。
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公开(公告)号：CN118085462A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410193427.1
申请日：2024-02-21
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明提供了一种高填充芳纶浆粕的三元乙丙母炼胶材料及其制备方法，该母炼胶材料包括如下质量份的组分：三元乙丙橡胶60～90份、芳纶浆粕20～30份、微粉隔离处理剂15～25份、助分散剂5～15份、偶联剂0.5～0.8份、活化剂2～8份、pH调节剂1～3份、阻燃剂3～10份、增塑剂0.8～1份，芳纶浆粕质量含量达到10％～25％。母炼胶材料补充橡胶、硫化剂组分经开炼、硫化快速制备耐烧蚀的固体发动机绝热材料，解决固体发动机绝热材料芳纶浆粕填充量低，耐烧蚀性能不佳的短板。
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公开(公告)号：CN114479431B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202111564616.8
申请日：2021-12-20
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明涉及一种固体火箭发动机可消融阻燃层、制备方法及其应用，该可消融阻燃层的原料包含如下质量份数的组分：端羟基聚丁二烯35～45份、癸二酸二(2‑乙基己)酯6～8份、二甲基硅油0.025g～0.05g、扩链剂2～3份、固化助剂0.15～0.2份、高热沉填料40～55份、固化剂5～8份、邻苯二甲酸二丁酯溶液0.6～0.8份；其中邻苯二甲酸二丁酯溶液中包含质量百分比含量为2.0％～2.5％的乙酰丙酮铁；该阻燃层设置在一级推进剂与二级推进剂之间，具有阻燃和消融的作用，在固体火箭发动机中一级推进剂点火实现阻燃层吸热消融失强，保护并不影响二级推进剂点火，实现多级推进剂之间的分级独立工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113899694B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202111135957.3
申请日：2021-09-27
Applicant: 上海航天化工应用研究所
IPC: G01N19/04
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机燃烧室粘结界面90°剥离强度测试装置及方法，包括拉伸机接头、前后移动无阻滑轨、上部方滑块、上支撑连接件、下支撑连接件、左右移动无阻滑轨、下部方滑块、试样夹板和试样固定夹持件。测试时，左右移动无阻滑轨和下部方滑块实现对试样剥离测试进行实时跟踪，确保剥离角度始终维持90○；前后移动无阻滑轨和上部方滑块确保拉伸全过程中剥离样条的中心线与拉伸机上下夹具的中心线位于同一直线上。同时，使上部方滑块沿前后移动无阻滑轨上移动，直接带动试样夹板进行前后移动，能够直接实现剥离样条的更换，本发明装置及方法有效地提高工作效率及测试结果准确性，并消除安全隐患。
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公开(公告)号：CN115710453B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202211351459.7
申请日：2022-10-31
Applicant: 上海航天化工应用研究所
IPC: C09D175/04 , C09D5/18 , C09D7/65 , C09D7/61
Abstract: 本发明提供了一种可常温快速固化的不流挂耐烧蚀粘接材料及其制备方法，包括如下质量百分含量的原料：粘合剂，43.13％～69.62％；固化剂，9.16％～13.29％；交联剂，0.2％～1.5％；扩链剂，2.0％～4.0％；增塑剂，4.0％～8.0％；催化剂，0.02％～0.08％；固体阻燃填料，15.0％～30.0％。本发明粘接材料中添加的部分固体阻燃填料以三维网络结构形式分布于粘接材料中，对料浆流动性存在一定的约束能力，可提高材料的抗流挂性能，同时固体阻燃填料自身兼具耐烧蚀性能使粘接材料具有良好的耐烧蚀性能，并且不流挂耐烧蚀粘接材料在常温下1天～2天即可固化。此粘接材料可用于狭缝较窄、壳体较长、不允许离心预固化的多区组装发动机，涂刷后无需离心预固化便可不流挂，显著减少了操作工序和时间，提高工作效率。
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公开(公告)号：CN114252158B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202111532030.3
申请日：2021-12-14
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于燃烧过程中的高温高压测试系统及方法，高压氧弹浸于冷却水箱中，点火装置使置于高压氧弹中的试样燃烧后，测温装置和测压装置分别用于获取试样燃烧过程中的温度和压力，并将温度和压力数据输出至测控系统；测控系统用于接收并处理温度和压力数据。当测温装置为红外测温仪时，红外测温仪通过探测坩埚中的立柱温度获取试样燃烧过程中火焰中心的温度。本发明用于监测试样燃烧过程中的实时温度和压力，得到温度‑压力的变化关系，从而确定试样在高温下的维持时间，也可用于判断燃烧热测试的准确性，特别适用于试样为硼粉或固体推进剂时的燃烧测试，为选择合适的助燃剂种类、用量及添加方式等以保证燃烧完全提供基础依据。
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公开(公告)号：CN117659574A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311539049.X
申请日：2023-11-17
Applicant: 上海航天化工应用研究所
IPC: C08L23/16 , C08L61/34 , C08L9/02 , C08L77/10 , C08K3/36 , C08K7/26 , C08K3/22 , C06D5/00 , F02K9/10 , F02K9/24
Abstract: 一种大增塑叠氮聚醚推进剂与绝热层粘接的方法，属于固体火箭发动机界面粘接领域，采用的大增塑叠氮聚醚推进剂的增塑比为1.4～2.0，采用的衬层为HTPB衬层或PBT衬层，采用的绝热层为苯丙噁嗪树脂改性三元乙丙绝热材料，硫化温度为150℃～170℃，硫化压力为5MPa～15MPa，硫化时间为30min～120min，本发明采用苯丙噁嗪树脂改性三元乙丙绝热层。显著降低了小分子迁移对界面粘接性能的不利影响，使得联合扯离强度与推进剂本体强度的比值由0.72提高到1.32，提高了83％以上，最小剥离强度、平均剥离强度均提高了160％以上，大幅提高了大增塑叠氮聚醚推进剂与衬层的界面粘接性能。
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公开(公告)号：CN117620681A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311722085.X
申请日：2023-12-14
Applicant: 上海航天化工应用研究所
Abstract: 本发明涉及一种多舱段发动机舱段竖直装配对接装置，包括车架组件及转动组件，所述车架组件与所述转动组件通过转轴进行连接，转动组件用于固定舱段燃烧室组件，车架组件上设置有减速器，通过所述减速器带动所述转动组件整体转动，实现竖直装配后快速水平翻转，以进行水平对接。本发明实现了多舱段固体火箭发动机隔舱组件竖直装配后快速水平翻转进行舱段水平对接装配。
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