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公开(公告)号：CN109630317A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811486704.9
申请日：2018-12-06
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统，包括高压气瓶、氧化剂贮箱、燃料贮箱、电动泵系统、氧化剂蓄压器、燃料蓄压器、轨控发动机和姿控发动机，高压气瓶通过管道一与氧化剂贮箱和燃料贮箱连接，氧化剂贮箱和燃料贮箱分别通过管道二和管道三与电动泵系统连接，电动泵系统分别通过管道五和管道六与轨控发动机以及氧化剂蓄压器和燃料蓄压器连接，氧化剂蓄压器和燃料蓄压器分别通过管道七和管道八与姿控发动机连接。电动泵系统通过驱动器控制电机泵的转速和扬程，进而控制供应发动机的氧化剂和燃料的压力与流量，调节方便，能够满足轨控发动机大范围推力调节和多次启停的推进剂供应要求。
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公开(公告)号：CN115853673B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202211520786.0
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器，双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；推进线路盒通过各低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。本发明简化了采用双组元非自燃推进剂的轨姿控推进系统对发动机点火控制的要求，具有结构质量轻、火花能量高、总体能耗小、使用寿命长、力学环境适应性好、可靠性高等应用优势。
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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
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 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：CN117781089A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311630281.4
申请日：2023-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16L59/065 , F16L59/02
Abstract: 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：CN114291294B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202111573669.6
申请日：2021-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器，包括头部、身部以及电嘴。头部包括喷注体，喷注体内部形成有燃烧室；电嘴电嘴的一端延伸至燃烧室内部。喷注体上自靠近电嘴向远离电嘴依次设置有氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔、旋流燃料喷注孔以及高热阻结构孔，且氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔以及旋流燃料喷注孔三者均与燃烧室连通。身部与喷注体远离电嘴的一侧连接，且与燃烧室连通。飞行器采用上述的低温双组元推进剂的姿控发动机。本发明通过设置电嘴的端面位于氧化剂喷注孔的截面上游且保持一定距离，有助于减少低温推进剂对电嘴冷吹导致的发火性能下降的情况发生，从而有助于提升点火可靠性，有助于提高姿控发动机的工作可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116201944A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211607809.1
申请日：2022-12-14
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种超低温用电磁阀，包括线圈组件、壳体组件、阀芯组件以及阀座，所述壳体组件包括壳体头部与壳体底部，所述线圈组件套设于壳体头部外侧，壳体底部设置有进口、出口以及预冷排放口，所述进口、出口以及预冷排放口的内部均设置有真空衬管；所述壳体组件内置一端开口的腔室，所述腔室连通进口、出口以及预冷排放口，所述阀芯组件设置在腔室的底部并位于进口、出口以及预冷排放口之间，所述阀座设置在所述腔室的开口端中。本发明结构简单，操作方便，在进口、出口以及预冷排放口内设置真空衬套，使加注预冷过程中阀门受低温推进剂影响较小，且线圈的响应特性在不同温度下的区别较小。
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公开(公告)号：CN116201661A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211696121.5
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供了一种多层复合冷却喷管结构与发动机。所述多层复合冷却喷管结构，包括第一推进剂组元冷却层、第二推进剂组元冷却层、喷管主体、第一推进剂组元以及第二推进剂组元；所述第一推进剂组元冷却层与第二推进剂组元冷却层并联布置；第一推进剂组元在第一推进剂组元冷却层中流动，用于对热壁面进行冷却，所述热壁面为喷管主体与喷管主体的内部流体直接接触的壁面；第二推进剂组元在第二推进剂组元冷却层中流动，用于对第一推进剂组元冷却层进行冷却。本发明通过第一推进剂组元冷却层与第二推进剂组元冷却层能够实现同时采用两种推进剂组元参与冷却，同时利用了两种推进剂组元的冷却能力，有效提高喷管冷却能力。
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公开(公告)号：CN116163859A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211695465.4
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种空间发动机预冷系统、工作方法及航天器，包括：贮箱、发动机、换热回路换热段以及双层传输管；所述换热回路换热段设置在所述发动机周侧；所述贮箱通过双层传输管连通所述发动机头部；所述换热回路换热段和所述贮箱之间设置回路，所述回路为单向流动，自双层传输管夹层引出，流动至发动机进行换热，再流回贮箱；本发明用于空间低温推进系统的发动机温度保持，通过毛细作用和换热蒸汽压力形成闭环驱动，不浪费低温推进剂。
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公开(公告)号：CN116025485A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211640244.7
申请日：2022-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法，液氧电动泵模块的输入端通过液氧输送管道连接液氧主输送管的姿控歧路入口；液氧电动泵模块的输出端通过液氧输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的液氧输入端；液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端通过液氧输送管道连接液氧贮箱；燃料电动泵模块的输入端通过燃料输送管道连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；燃料电动泵模块的输出端通过燃料输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的燃料输入端；液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端通过燃料输送管道连接液甲烷贮箱。本发明不仅可以省去推进剂重量，同时因与主发动机共用推进剂贮箱、增压输送系统等，姿控动力系统干重也相对要小。
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公开(公告)号：CN115853673A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211520786.0
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器，双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；推进线路盒通过各低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。本发明简化了采用双组元非自燃推进剂的轨姿控推进系统对发动机点火控制的要求，具有结构质量轻、火花能量高、总体能耗小、使用寿命长、力学环境适应性好、可靠性高等应用优势。
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