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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
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 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：CN108182297A
公开(公告)日：2018-06-19
申请号：CN201710766220.9
申请日：2017-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统，该方法采用在燃烧室效率计算时同时考虑发动机燃烧室压力、氧化剂和燃料流量、喉部温度数据，采用各参数稳定后的相同区间平均值，并利用喉部平均温度修正工作时的喉部直径，采用修正后的喉部直径和燃烧室压力、氧化剂和燃料流量计算实际特征速度，采用同区间的燃烧室压力平均值和混合比计算理论特征速度，进而计算燃烧室效率。本发明更为准确的实现了燃烧室效率的分析，为同一发动机不同工况和不同发动机的性能评估比对提供了更准确的依据。
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公开(公告)号：CN116398324A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202211632667.4
申请日：2022-12-19
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明提供了一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔1与谐振腔2。本发明结构简单，操作方便，利用了发动机喷管和喷注器的对接处，无需像布置声腔时需要占据额外的喷注器空间，因此可以缩小燃烧室直径、提高发动机结构紧凑性，或是在相同燃烧室直径下，在喷注器上布置更多的喷注单元以提高性能，谐振腔设置在尺寸可调的喷管对接面内，除去肋片所占容积外，可最大化谐振腔容积，提高阻尼效果，避免声腔设计时开口面积的限制。
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公开(公告)号：CN112589412B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202011346577.X
申请日：2020-11-26
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B23P19/02
Abstract: 本发明提供一种适用于油压机的产品压配装置，包括加压模块和显示模块；所述加压模块设置有垫块、限位块、压块、导向块一、导向块二和组合碟簧；所述显示模块设置有平面压力传感器和数字显示器；所述限位块位于产品正上方，与垫块同轴，对压块进行定位；所述导向块一位于压块外围，中心孔与压块和导向块二同轴，与导向块二通过法兰连接，用于托举压块；组合碟簧位于压块上端；经组合碟簧弹性变形缓冲后的压力经压块传递给受压产品，并作用于产品下方的平面压力传感器，经数字显示器显示并通过上限报警控制压配压力，实现对产品的压配及保护。本发明实现了一种拆装方便、压力可定量控制及有效降低压配冲击的产品压配装置，实现了对产品的有效保护。
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公开(公告)号：CN112012850B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202010862813.7
申请日：2020-08-25
Abstract: 本发明属于航空航天技术领域，针对涡流燃烧冷壁发动机提供了一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法，给出了另一种组元的喷注位置与方式。该方法根据燃料组元和氧化剂组元燃烧的总包反应式，比较其中的反应物化学计量系数，选择体积流量较大的组元进行切向喷注，喷射另一种组元的喷嘴在燃烧室头部沿周向均匀分布，喷嘴轴线与发动机轴线平行，其分布圆直径为燃烧室直径的0.72倍。本发明的效果和益处是可以显著降低涡流燃烧冷壁发动机喷管内侧的燃气温度，同时不降低发动机性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112781885A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011601815.7
申请日：2020-12-29
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种发动机喷注器喷雾场集液测试系统，包括主体框架、集液盘、步进装置、收集容器以及称重装置；集液盘水平滑移架设在主体框架的上方，集液盘上设置有多个收集孔，步进装置安装在主体框架的顶部，步进装置驱动集液盘在主体框架的顶部做水平往复滑移，实现更高的空间分辨率；主体框架内设置有收集区，收集容器和称重装置均安装在收集区内，收集容器与收集孔呈对应设置，任一组收集孔和收集容器之间均连通有导管，称重装置在任一收集容器的底部均安装有一个，且任一称重装置均支撑对应的收集容器。多个收集孔共同收集液体，并利用多组收集容器和称重装置对各个收集孔收集到的液体进行动态称量，有助于缩短测量时间，提高测量精度。
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公开(公告)号：CN112427794A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011257013.9
申请日：2020-11-11
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种全真空电子束焊组合式直流互击头部结构及焊接方法，包括法兰壳体、喷注器芯体以及盖板，所述法兰壳体的一端通过全真空电子束焊焊接的方式连接所述盖板用以将通过所述法兰壳体的第一推进剂与外部隔开，所述法兰壳体的另一端通过全真空电子束焊焊接的方式与喷注器芯体的上端、下端连接分别用以将所述第一推进剂和第二推进剂隔开、第二推进剂与外部隔开。当第一推进剂为可燃剂时，第二推进剂为助燃剂；当第一推进剂为助燃剂时，第二推进剂为可燃剂，本发明采用真空电子束焊工艺取代复杂的钎焊工艺焊接组合式直流互击头部结构，有效解决了因钎焊引起的头部结构泄漏和变形导致的风险，提高了发动机生产的合格率和产品的可靠性。
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公开(公告)号：CN109827191B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910044042.8
申请日：2019-01-17
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。本发明实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。
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公开(公告)号：CN105888885B
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201610345895.1
申请日：2016-05-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，包括复合材料喷管延伸段和短喷管推力室，复合材料喷管延伸段上设有第一法兰，第一法兰与复合材料喷管延伸段一体成型，为向外扩张的锥形曲面，第一法兰上均布若干光孔，光孔数目大于4个，短喷管推力室的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，螺纹孔内侧布置密封槽结构，复合材料喷管延伸段和短喷管推力室通过第一法兰和第二法兰连接，通过柔性石墨密封环密封，并通过螺栓加固。本发明实现了喷管延伸段与短喷管推力室的紧固连接，实现了喷管内高温燃气可靠密封。
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公开(公告)号：CN105888885A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201610345895.1
申请日：2016-05-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构，包括复合材料喷管延伸段和短喷管推力室，复合材料喷管延伸段上设有第一法兰，第一法兰与复合材料喷管延伸段一体成型，为向外扩张的锥形曲面，第一法兰上均布若干光孔，光孔数目大于4个，短喷管推力室的喷管出口设置由第二法兰，第二法兰为锥形曲面，弯曲角度与第一法兰相匹配，第二法兰上均布与第一法兰相同数目的螺纹孔，螺纹孔内侧布置密封槽结构，复合材料喷管延伸段和短喷管推力室通过第一法兰和第二法兰连接，通过柔性石墨密封环密封，并通过螺栓加固。本发明实现了喷管延伸段与短喷管推力室的紧固连接，实现了喷管内高温燃气可靠密封。
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