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公开(公告)号：CN117028070A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311021898.6
申请日：2023-08-14
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明提供了一种卫星用高性能绿色单元液体火箭发动机的热控结构及发动机，包括同轴依次紧固连接的电磁阀、集合器、隔热垫片、隔热型喷注器、加热器、隔热身部以及支撑环，还包括多层辐射屏组件，多层辐射屏组件套设在加热器、隔热身部二者的外侧，且多层辐射屏组件的两端分别与隔热型喷注器、支撑环紧固连接。本发明通过隔热结构将发动机加热功率大幅度降低，通过隔热垫片大幅度减轻了发动机热返浸，电磁阀温度大幅度降低，通过隔热辐射屏组实现了发动机加热过程中轻质高效防辐射散热，通过隔热身部减轻高温身部向发动机导热，能够有效降低发动机加热功率，同时避免出现电磁阀超温吸力下降不能打开的故障，适用于电功率有限的卫星。
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公开(公告)号：CN116335850A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202211619355.X
申请日：2022-12-15
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种气态双组元推力室结构，包括一体成型的头部与喷管，头部包括头部本体和燃烧室壁面，头部本体、燃烧室壁面以及喷管依次同轴设置，头部本体底部与燃烧室壁面内侧构成燃烧室；头部本体与燃烧室壁面内部设置作为冷却流道的第一组元流道，头部本体内部设置第二组元流道，第一组元流道与第二组元流道均连通燃烧室，燃烧室连通喷管；第一气态组元通过第一组元流道进入燃烧室，第二气态组元通过第二组元流道进入燃烧室，第一气态组元与第二气态组元在燃烧室内进行掺混并点燃，从而产生推力。本发明采用一体成型的头部与喷管，将推力室零件降低至一个，缩短了产品加工周期、降低了加工成本、提高了产品结构强度。
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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：CN111811824B
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN202010560630.X
申请日：2020-06-18
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 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：CN114352782A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202111575059.X
申请日：2021-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K17/20
Abstract: 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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Patent Agency Ranking
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：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：CN107178437B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201710414379.4
申请日：2017-06-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种微型气和气双组元推进剂的燃烧器，包括本体等；喷口安装在本体内，喷嘴焊接在本体上，喷嘴下端面与喷口上端面贴紧，燃料入口焊接在喷嘴上，氧化剂入口焊接在本体上，电嘴与本体通过螺纹连接，电嘴与本体之间采用密封圈密封；本体和喷嘴构成一个环形集气腔，喷口和喷嘴构成一个预混腔，所述本体设置有燃烧室和喷管，所述喷口设置有收缩式流动通道，所述喷嘴设置有燃料喷射孔和氧化剂喷射孔；气态燃料经燃料入口、燃料喷射孔进入预混腔。本发明兼顾可靠点火和稳定燃烧功能。
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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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