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公开(公告)号：CN115285378B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202210777557.0
申请日：2022-07-01
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种具有稳压机构的姿控发动机装置、装配方法及加注方法，包括贮箱壳体、弹性元件、压板、封闭气腔、稳定板以及封闭液腔，贮箱壳体包括连接姿控发动机机组的出口；封闭液腔、稳定板、封闭气腔、压板以及弹性元件五者，自贮箱壳体出口沿贮箱壳体的轴向，向贮箱壳体底部依次设置；压板和稳定板二者均与贮箱壳体的内壁滑移配合，压板和稳定板二者的滑移方向均平行于贮箱壳体的轴向。通过封闭液腔的上下游，在相同体积流量下，不同截面积导致行程差异的特点；提前将弹性元件势能进行蓄能，利用弹性元件在较小的行程下弹力变化不大的特点，将弹性元件的弹力与封闭气腔的压力进行动态平衡，实现姿控发动机机组模块入口压力稳定的作用。
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公开(公告)号：CN114104489B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202111543605.1
申请日：2021-12-16
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机包装技术领域的液体火箭发动机包装箱，包括箱座、上箱体、安装架、安装板、垫片以及压环，箱座和上箱体密封连接，安装架安装于箱座内，安装架上连接有安装板，安装板底部通过垫片连接压环。本发明结构简单、稳固牢靠、拆装效率高、通用性强；可以实现发动机薄壁喷管的悬空可靠固定，同时可以对发动机进行全方位外观检查或宣传展示。通过改变安装结构的几何尺寸，可以拓展应用于不同型号的液体火箭发动机，而且可以拓展应用于其它需要悬空安装的产品。
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公开(公告)号：CN113989954B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202111249756.6
申请日：2021-10-26
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种上面级主发动机在轨推力和推进剂剩余量计算方法及系统，涉及运载火箭上面级推进技术领域，该方法包括：步骤S1：在上面级推进剂加注环节测量加注的推进剂质量；步骤S2：采集的主发动机工作过程中上面级自身的加速度，以及姿控发动机的工作时间，并计算主发动机推力；步骤S3：累积计算主发动机各工作时段的推进剂耗量，以及姿控发动机耗量，计算剩余推进剂质量，进而开展其他扩展任务。本发明能够减小了推力和推进剂剩余量计算时受流量的偏差累积效应，计算结果更为准确。
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公开(公告)号：CN113670627B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202110929089.X
申请日：2021-08-13
申请人： 上海坦泽环保集团有限公司 , 上海空间推进研究所
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本发明属于航空航天技术领域，提供了一种火箭发动机地面试车尾焰降噪引射筒。该装置利用较长的引射筒隔离火箭发动机尾焰喷流和大气环境的直接相互作用。锥形舱段对火箭发动机尾焰有引射降压、降低能量的作用；同时在锥形舱段内设置环形喷水嘴对尾焰喷水，可以进一步降温尾焰的能量和噪声；下游的舱段壁板采用微穿孔板消声结构；引射筒最后段向下倾斜，使出口喷流向下偏转，也对噪声传播有抑制作用。本发明综合利用多种措施来降低火箭发动机尾焰喷流的气动噪声，具有技术方案简单，系统造价低、实施便捷的优点。
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公开(公告)号：CN117871109A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311779220.4
申请日：2023-12-21
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种基于三向磁传感器极性测试装置的软件测试系统、方法及介质，包括极性判据录入单元、判据载入调试单元以及极性测试运行单元；所述极性判据录入单元具备自动读取标定产品变化后稳定磁场数据并记录的功能；所述极性测试运行单元具备阀门工作不稳定状态的滤波功能，并具备方波、时序及亮灯等显示功能；所述判据载入调试单元可以用于数据回放以及模拟判据验证。本发明通过软件实现了对阀门开启、关闭过程产生的不稳定磁场的滤波，实现了多个维度磁场数据判断单个或者多个分机工作状态，特征量的数量增加，具备更高的准确度，可以适用于密集分布的阀门等产品的极性测试。
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公开(公告)号：CN117847423A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311689368.9
申请日：2023-12-08
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种涉及空间推进技术领域的应用于空间飞行器的交叉同步增压气路供应系统及使用方法，包括交叉同步增压气路供应系统，贮箱通过交叉同步增压气路供应系统进行同步增压；交叉同步增压气路供应系统包括气瓶、主路系统以及副路系统，并联的气瓶分别通过主路系统或副路系统对贮箱进行交叉同步增压。本发明通过交叉同步增压气路供应系统对贮箱实现同步增压，且通过第五电磁阀控制气瓶之间的通断。该系统对增压同步性要求高的空间飞行器，例如采用共底贮箱的推进系统，可有效避免贮箱氧燃组元增压不同步导致压差超限共底破裂的问题；采用了冗余备份的设计形式，可充分保证贮箱增压的可靠性。
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公开(公告)号：CN117847288A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311787783.8
申请日：2023-12-22
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种涉及载人航天领域的耐高温阀芯装置及空间推进器，包括衔铁、阀芯以及压紧环，阀芯和压紧环均设置在衔铁内，且阀芯通过压紧环连接于衔铁内，衔铁与阀芯的接触面分别设有变形孔和变形槽，通过变形孔和变形槽容纳阀芯的膨胀变形。本发明结构合理，设计巧妙且操作方便；采用变形槽和变形孔设计，避免轴向工作方向的变形压力，减小工作面变形量，能满足耐高温和推进剂浸泡的要求。
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公开(公告)号：CN117781089A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311630281.4
申请日：2023-11-30
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F16L59/065 , F16L59/02
摘要： 本发明提供了一种真空绝热管结构及其制造方法。真空绝热管结构具有细长，且能够适用于走向复杂空间的特点，真空绝热管结构包括内导管、外套管、绝热支撑、夹套法兰结构以及外套管连接件；外套管套装在内导管外侧，外套管与内导管均具有一个或多个弯曲部，在弯曲部处，外套管与内导管之间设置有绝热支撑；外套管的端部通过外套管连接件与夹套法兰结构连接，外套管和/或夹套法兰结构上开设有真空换气口。管道绝热管结构整体厚度小，能够达到细长形状。由于其尺寸规格小，能够完全适应轨姿控动力系统的结构紧凑的总装布局。本发明的绝热管能随着系统布局的要求进行任意角度与空间的弯制，达到了真空绝热管结构可以随空间走向需要进行弯制的效果。
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公开(公告)号：CN117781052A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311630364.3
申请日：2023-11-30
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F16L19/02 , F16L19/025
摘要： 本发明提供了一种适于紧凑布局姿轨控动力系统的活连接结构，包括半槽外套螺母、半槽直通球头以及挡丝，半槽直通球头插入半槽外套螺母的中心孔内，中心孔的孔壁与半槽直通球头配合形成有与挡丝相匹配的挡丝槽，半槽外套螺母上还设置有与挡丝相匹配的导向孔，导向孔与挡丝槽连通，挡丝自导向孔延伸至挡丝槽内，半槽直通球头与半槽外套螺母通过挡丝紧固连接。本发明通过不同的导管通径以及密封形式需求，选用不同的连接构型，适用性高；不同的连接构型导管连接接头可以采用对应的挡丝安装拆卸方法方便的实现安装和拆卸，实现了密封件可更换；结构更紧凑，抗力学适应性能力更好，可靠性更高，在紧凑布局的液体姿轨控动力系统上适用范围更广。
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公开(公告)号：CN114291296B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202111562997.6
申请日：2021-12-20
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： B64G1/40
摘要： 本发明提供了一种火箭变轨发动机功耗降低装置，包括：电磁阀、延时回路、分压回路、泄放回路以及控制回路，所述延时回路的常开通路分别连接控制回路以及电磁阀的一端，所述电磁阀的另一端连接系统电压正极，所述延时回路的常闭通路与分压回路串联，且串联后的电路与常开通路并联，所述泄放回路与延时回路并联。通过本装置，避免了通过更改火箭动力系统发动机阀门结构的方式来降低变轨发动机功耗，降低了动力系统复杂度。
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