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公开(公告)号：CN112254383B
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202011225377.9
申请日：2020-11-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明涉及低温节流制冷技术领域内的一种离心式节流阀及其阀芯组件，包括第一阀板和第二阀板；所述第一阀板设有盲孔和节流孔，所述节流孔为沿所述第一阀板轴向开设的通孔，所述节流孔与所述盲孔之间通过导流槽连通；所述第二阀板设有串流孔，所述串流孔为沿所述第二阀板轴向开设的通孔；所述第二阀板两面分别贴合连接一块所述第一阀板形成一组阀芯，所述盲孔与所述串流孔连通。本发明离心式节流阀阀芯结构，通过节流孔、导流槽、盲孔以及串流孔的结构设计，降低了流体经过节流孔时的速度，有效地减少空化和腐蚀现象的发生，同时通过径向流道的设计，增大了流体的流通路径，确保阀芯结构紧凑的情况下，提升了压降效果。
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公开(公告)号：CN109599309B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201811466832.7
申请日：2018-12-03
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种空心阴极加热器和空心阴极结构，包括内陶瓷骨架(4)、加热丝(5)以及外陶瓷套筒(6)；所述内陶瓷骨架(4)的外侧面和/或外陶瓷套筒(6)的内侧面具有第一结构；所述第一结构为凸起、凹槽或平滑曲面中的任一种或任多种组合；所述外陶瓷套筒(6)嵌套在内陶瓷骨架(4)外部，内陶瓷骨架(4)的外侧面和外陶瓷套筒(6)的内侧面之间通过第一结构合围形成第一空间。本发明的空心阴极加热器易于加工和装配，机械强度高，可靠性高，蛇形蜿蜒的加热丝，相邻位置的感应磁场可以相互抵消，有效降低点火瞬间感应磁场产生的感应电压和感应电流，减少加热丝的热冲击，提高空间电推进系统的可靠性和寿命。
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公开(公告)号：CN109630317B
公开(公告)日：2021-05-04
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：CN110617186B
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN201910838516.6
申请日：2019-09-05
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F03H1/00
Abstract: 本发明提供了一种放电室结构，其特征在于，包括金属腔壳(1)、出口外氮化硼环(2)、出口内氮化硼环(3)、阳极(4)、阳极隔离绝缘陶瓷(5)、金属腔隔离陶瓷环(6)以及阳极气管绝缘套(7)；相比传统霍尔推力器全陶瓷放电室结构，本发明金属腔壁电势相对于空间等离子体电势呈负电性，入射电子被弹性反射回电离腔，大幅降低沿腔壁向阳极运动的近壁电子流，增加放电室内电子密度，增加对中性原子的电离率，从而提高推力器性能。
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公开(公告)号：CN108457768B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201710764237.0
申请日：2017-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种直流冷壁式发动机燃烧室，包括依次连接的燃烧室上盖、燃烧室直线段、喷注段和喷管收敛扩张段，所述喷注段的外壁上沿周向布置有氧化剂集液腔、氧化剂喷注孔、燃料集液腔和燃料喷注孔，氧化剂和燃料分别从氧化剂再生冷却槽道和燃料再生冷却槽道进入氧化剂集液腔和燃料集液腔，然后从氧化剂喷注孔和燃料喷注孔流出形成射流，射流贴近燃烧室直线段内壁面但不与壁面接触，在燃烧室上盖上撞击雾化、掺混和燃烧，经过喷管收敛扩张段排出燃烧室。本发明的燃烧室可提高推进剂燃烧效率和燃烧室热防护能力，燃烧室整体结构简单，易于加工实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110646732A
公开(公告)日：2020-01-03
申请号：CN201910797209.8
申请日：2019-08-27
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01R31/34
Abstract: 本发明提供了一种适用于屏蔽电机的溶液损耗测试平台及测试方法，包括：循环介质系统(1)、屏蔽电机测试系统(2)、电机驱动器(3)以及电源系统(4)；所述循环介质系统(1)通过第一管道(5)、第二管道(6)分别和所述屏蔽电机测试系统的入口工装(22)、出口工装(24)连接；所述电源系统(4)和所述电机驱动器(3)通过第一线缆(7)连接；所述电机驱动器(3)和所述屏蔽电机测试系统(2)通过第二线缆(8)连接。本发明结构合理，操作方便，能够适用于采用外循环方式的屏蔽电机，且循环流量可调节。
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公开(公告)号：CN110571954A
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201910974890.9
申请日：2019-10-14
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种屏蔽电机定转子间环形流道结构，包括定子屏蔽套、转子屏蔽套以及定子屏蔽套和转子屏蔽套之间的环形流道，定子屏蔽套的内圆柱面和/或转子屏蔽套的外圆柱面设置有导流凸肋，导流凸肋的截面形状、尺寸、数量、布局等可以根据具体的技术要求和应用环境而设置。本发明的屏蔽电机定转子间环形流道结构，一方面有利于提高屏蔽电机工作效率、转速及功率密度，另一方面还可以减少电机过热及冷却介质汽化等引发故障的概率。
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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：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：CN110406699B
公开(公告)日：2021-11-23
申请号：CN201910533657.7
申请日：2019-06-19
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，包括姿轨控发动机模块、燃气发生器模块、涡轮‑电机模块，所述姿轨控发动机模块和燃气发生器模块分别与推进剂供应系统连接，所述燃气发生器模块出口与涡轮‑电机模块相连，燃气吹动涡轮作功输出轴功率带动电机发电；所述涡轮‑电机模块下游与用电设备连接，为用电设备提供大功率电能。本发明装置可以同时满足空间飞行器对动力及大功率电能的需求，除提供飞行器所需动力外，还可在飞行器有大功率电能需求时，提供大功率电能，实现飞行器推进系统与发电系统的一体化设计，而且基于推进剂在轨补加技术可对装置进行推进剂补加，可实现装置长期在轨服役。
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