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公开(公告)号：CN117846808A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311759119.2
申请日：2023-12-19
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种涉及航天推进技术领域的全3D打印槽道喷管延伸段结构与发动机，包括推进剂进口、进口集腔、槽道、出口集腔以及推进剂出口，喷管延伸段壁面内部设有槽道，槽道一端连接进口集腔，进口集腔连接推进剂进口，槽道另一端连接出口集腔，出口集腔连接推进剂出口。本发明通过3D打印一次成型，可以避免使用扩散焊、电铸、激光或电子束焊等特种工艺，也不需要制造模具和工装，容易检验，可大幅减少产品生产成本和周期；同时适合采用变截面形状和截面面积的槽道，结合传热设计能使喷管延伸段各处与燃气接触壁面温度尽可能平衡，最大程度地利用推进剂的冷却能力。
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公开(公告)号：CN114352782B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202111575059.X
申请日：2021-12-21
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F16K17/20
摘要： 本发明提供了一种微小流量节流装置，包括套壳，所述套壳用于装配，节流结构，安装在所述套壳的内部，形成阻力对流体流量进行控制，所述节流结构包括轴向孔一，所述轴向孔一设置在细螺纹杆内部，所述轴向孔一的一侧设置有径向孔一，所述径向孔一的一侧安装有细螺纹流道,所述细螺纹流道与粗螺纹流道之间设置有空腔二调节结构，安装在所述套壳上，调节流体流量的大小，对接结构，安装在所述套壳的内壁,对所述节流结构进行拆装限位，本发明通过四个零件之间的相互配合，进而零件之间形成间隙的部位可通过微小流道(低于0.3g/s)，推进剂流过的阻力，解决了微小推力单组元发动机领域的节流难题。
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公开(公告)号：CN111113023B
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202010011024.2
申请日：2020-01-06
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： B23P21/00
摘要： 本发明提供了一种单组元液体火箭发动机装配用辅助装置及装配方法，包括：导向针、辅助支架和顶块；顶块的上侧用于放置单组元推力室头部的集合器；辅助支架的高度高于单组元推力室头部的头部支架，辅助支架的下部可拆卸连接在顶块上，辅助支架的上部用于支撑单组元推力室头部的头部喷注板；导向针用于分别插设在安装孔以及与安装孔对应的单组元推力室头部的喷注管内。本发明通过顶块有效避免了原单组元液体火箭发动机装配后大量的喷注管伸出高度调节的工作，有助于提高生产效率。本发明通过辅助支架的高度设计，制造出喷注管和喷注板安装孔的安装间隙，通过导向针实现安装导向，有效的避免了喷注管由于装配间隙过小而发生的弯折或受损的现象。
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公开(公告)号：CN111811824A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010560630.X
申请日：2020-06-18
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明公开了一种姿控发动机极性测试工装及其使用方法，涉及运载火箭姿控发动机技术领域，本发明的姿控发动机极性测试工装采用橡胶注塑一体成型，包括大端、小端，小端中部开设有内置通道，小端的中部周侧沿其径向或大端靠近小端的一侧沿平行于小端轴向的方向开设有放气孔；位于大端内周侧的内型面与大端靠近小端的底面的夹角小于90°，内型面与发动机喷管的外型面抵接解决了与喷管配合面的型面问题；大端套在发动机喷管出口，与喷管紧密贴合；通过内置通道实现气流输出；小端绑扎气球。本发明工装具备质量轻、使用方便、安全，外形美观的特点，能够解决姿控发动机在喷气极性测试前发动机喷管布置气球的问题。
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公开(公告)号：CN109854412A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910028418.6
申请日：2019-01-11
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
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公开(公告)号：CN106939850B
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201710139183.9
申请日：2017-03-09
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供了一种单组元发动机用防回火喷注装置，包括喷注芯体、冷却支环、喷注器以及点火器，其中：所述喷注芯体上设有供应流道和冷却空腔；所述冷却支环设置于所述冷却空腔内；所述喷注器通过所述冷却支环安装于所述喷注芯体上；推进剂依次流过供应流道、冷却空腔、喷注器。本发明具有如下优点：本发明结构简单，工艺成熟，通过喷注器的微孔结构快速耗散热量，从而阻止火焰向上传播，实现防回火功能和高效燃烧功能；解决了液相及气液两相供应的推进剂防回火问题；冷却空腔实现了推进剂与电嘴的接触换热，吸收电嘴热量，实现电嘴冷却功能；适用于易发生回火的单组元液体火箭发动机和燃烧装置。
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公开(公告)号：CN106762225B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611046379.5
申请日：2016-11-22
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明提供了种火箭发动机用防回火喷嘴,包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3),所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间,其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面,所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13),所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32),推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动,由积液腔(11)均配分流,在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点,兼顾防回火和高效燃烧功能,适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
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公开(公告)号：CN117920815A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410005280.9
申请日：2024-01-02
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种一次成型M形管弯管装置及安装方法，包括：顶块机构、旋转架机构、定位机构以及机架；所述顶块机构、所述旋转架机构以及所述定位机构安装在机架上，待弯导管连接定位机构并通过所述定位机构定位，待弯导管通过所述顶块机构配合所述旋转架机构实现折弯；所述顶块机构朝向待弯导管一端设置第一压轮，所述旋转架机构设置有形成夹角的第二压轮和压块，待弯导管放置在第二压轮和压块之间，待弯导管通过所述第一压轮的冲压配合所述第二压轮和所述压块的弯折实现弯管成型。本发明能够弯制M形导管，与传统的人工式弯管方法相比，本发明能够实现M形导管一次弯制成型，提高了生产效率。
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公开(公告)号：CN114412667B
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202111565678.0
申请日：2021-12-20
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种发动机燃烧室与喷管延伸段的连接系统及其加工方法，包括燃烧室、复合材料喷管延伸段，复合材料喷管延伸段大端插入第一法兰，小端台阶插入第二法兰，第一法兰和第二法兰之间设有安装复合材料喷管延伸段的卡槽，与复合材料喷管延伸段之间采用高温胶密封连接；第一法兰和第二法兰顶端设有第一焊缝，采用高能束流焊接；第一法兰分为两个半环，半环之间设有第二焊缝，用于高能束流焊接；第一法兰外侧顶部设有第三焊缝，用于高能束流焊接第一法兰和燃烧室。本发明实现了燃烧室和喷管延伸段异种材料之间的紧固连接，连接强度高，保证了喷管内部高温燃气可靠密封，密封结构简单，可靠性高，焊缝数量少，焊缝深宽比高。
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公开(公告)号：CN110578619A
公开(公告)日：2019-12-17
申请号：CN201910932687.5
申请日：2019-09-29
申请人： 上海空间推进研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机再生冷却身部及其槽道结构，槽道结构包括冷却剂进口、冷却剂进口集液腔、轴向槽、周向槽和冷却剂出口；所述冷却剂进口、所述冷却剂进口集液腔、所述轴向槽和所述冷却剂出口依次连接并贯通；所述轴向槽至少有两条，各条轴向槽共用一冷却剂进口、一冷却剂进口集液腔和一冷却剂出口；任意相邻两条轴向槽通过所述周向槽贯通。本发明的液体火箭发动机再生冷却身部及其槽道结构，适合于增材制造技术制造。
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