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公开(公告)号：CN116124053A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211695480.9
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01B17/02
Abstract: 本发明提供了一种基于超声测量的液膜厚度检测的系统及方法，包括圆射流喷嘴、有机玻璃板、超声发射装置以及超声采集装置，所述圆射流喷嘴连接有可控水源；所述圆射流喷嘴与所述有机玻璃板相对设置，所述圆射流喷嘴能够喷射液体至所述有机玻璃板上，所述液体在所述有机玻璃板上铺展形成稳定液膜；所述超声发射装置和所述超声采集装置分别设置在所述有机玻璃板的两侧，所述超声发射装置用于发射超声波穿透所述液膜，所述超声采集装置用接收所述超声波。本发明能够在不受光线场地、背景温度等因素的制约下，实现非接触实时测量液膜厚度，不干扰液膜形态，可以实时在线测量，便于检测，抗干扰能力强，测量精度高。
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公开(公告)号：CN109973249B
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN201910371083.8
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
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公开(公告)号：CN112730627A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011533325.8
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01N29/12
Abstract: 本发明提供了一种基于声学测量的喷注孔检测系统，包括：工作介质供应装置、喷注器、有机玻璃薄圆板和声学采集装置，其中，工作介质供应装置连接喷注器；喷注器上设置有喷注孔，喷注孔出口具有间隔距离处布置有机玻璃薄圆板；喷注孔出来的液体射流垂直打在有机玻璃薄圆板上；喷注器一侧布置声学采集装置，通过采集液体射流撞击有机玻璃薄圆板的声学频率判断射流状态，检测喷注孔的加工质量。本发明通过设置声学采集装置利用声学频率对喷注孔的加工质量进行检测，相对于传统的收集测量法，更加的准确、快捷，将不易观察分辨的射流形态有形化，便于检测。
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公开(公告)号：CN112628023A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011605207.3
申请日：2020-12-29
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机点火系统及使用方法，包括推力室和火炬点火器，推力室与火炬点火器连通，推力室连通有主氧路和主燃路，主氧路上设置有用于控制其流通或关闭的主氧阀，主燃路上设置有用于控制其流通或关闭的主燃阀；火炬点火器连通有副氧路和副燃路，副氧路上设置有用于控制其流通或关闭的副氧阀，副燃路上设置有用于控制其流通或关闭的副燃阀，且火炬点火器内还设置有火花塞；主氧路和副氧路内流通的均为液态氧化剂，主燃路和副燃路二者流通的均为液态燃料。实现了火炬点火器和推力室二者的推进剂供应的统一，消除了点火次数限制，简化了推进剂供应系统，有助于降低发动机系统的重量，进而有助于提高发动机系统的工作能力。
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公开(公告)号：CN110514260B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910683433.4
申请日：2019-07-26
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于火箭发动机喷注器边区流量的测量设备及方法，其特征在于，包括：控制单元、设备控制台2、液位测量单元4、可调接水管5以及接水罐6；所述控制单元与设备控制台2相连；所述控制单元与液位测量单元4相连；所述液位测量单元4与接水罐6紧固连接；所述液位测量单元4与可调接水管5相连；液位测量单元4的数量为一个或者多个。本发明具有设备结构简单、场地适应性强、通道拓展便捷、人为干扰因素少、测量精度高等优点，可显著提高液体火箭发动机喷注器边区冷却流量测量的工作效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110159456B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201910305453.8
申请日：2019-04-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头部喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。
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公开(公告)号：CN110043391A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910310062.5
申请日：2019-04-17
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/68
Abstract: 本发明提供了一种分隔式催化床及发动机推进方法，分隔式催化床由喷注器、分解室、前床分隔板组件及后床分隔板组件组成。喷注器构成液体推进剂流道，分解室被沿催化床径向分割成不同的单元分解区域。液体推进剂经两圈单组元喷嘴均匀喷入催化床对应区域，各区域将催化剂分解后部分燃气通过多孔分隔装置掺混后继续分解，然后再进入后床各独立的分解区域形成二次掺混分解，在后床内通过后床的多孔分隔装置进行三次掺混分解，最终由分解室收敛段排除，经多次交互掺混后形成的高温高压燃气排出后产生推力。本发明使用无水肼作为推进剂，解决了大推力肼分解发动机长寿命工作可靠性问题，取得了高性能、长寿命、稳态/脉冲双模式工作等有益效果。
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公开(公告)号：CN109973247A
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201910313267.9
申请日：2019-04-18
Abstract: 本发明公开了一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板下方撞击后形成高温燃气回流，所述高温燃气回流贴近燃烧室内壁，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。解决了现有技术的液体火箭发动机喷注器面板的最外圈合成动量角δ过小所造成的边区燃气回流烧蚀喷注器面板问题，本发明适用于较为宽广的工况范围，适用性强，也可以推广到到各种推力范围内双组元液体火箭发动机设计，技术拓展性好。
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公开(公告)号：CN107143433B
公开(公告)日：2018-10-30
申请号：CN201710348921.0
申请日：2017-05-17
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/68
Abstract: 本发明提供了一种单组元液体火箭发动机径向夹套催化剂床，其由径向一体式喷注装置、分隔板、挡板、上盖板、下盖板依次按顺序连接而成并形成内圈与外圈，内圈与外圈都设有n个独立分解室，共2n个分解室，n为大于2的自然数，内圈各独立分解室可添加自发性催化剂，外圈各独立分解室可添加自发性催化剂或非自发性催化剂，内圈与外圈空腔室的数量一般相等，同时保持同径向一体式喷注装置的喷注管数量一致。本发明解决单组元液体火箭发动机随着推力量级增大带来的催化剂床结构尺寸增大，催化剂床床载荷增大，发动机寿命减少，发动机使用可靠度下降等难题，取得了单组元液体火箭发动机大推力或变推力稳态工作等有益效果。
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