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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
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 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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公开(公告)号：CN109827191A
公开(公告)日：2019-05-31
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：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：CN106762225B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611046379.5
申请日：2016-11-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 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：CN105290554B
公开(公告)日：2018-02-16
申请号：CN201510656919.0
申请日：2015-10-12
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B23K1/19 , B23K1/20 , B23K3/04 , B23K103/18
Abstract: 本发明公开了一种铌钨合金与不锈钢环形零件的真空钎焊工艺，包括如下步骤：将铌钨合金零件与不锈钢零件焊接的部件酸洗清洗后采用小直径过盈定位组装；在接头处填上BNi2钎料，置于真空钎焊炉内，真空钎焊炉的真空度达到6×10‑3Pa时，开始加温，加温27分钟后温度升至600℃，保温6min；再经过30分钟后温度升至900℃，保温5分钟；再经过16分钟后温度升至1055～1065℃，保温10分钟；而后随炉冷却至950℃，保温1小时；随炉冷却至600℃，冲入氩气，冷却至80℃以下时出炉。本发明采用不锈钢外套式的钎焊结构，避免了焊接裂纹的产生，实现了铌钨合金和不锈钢的钎焊连接，焊接接头满足高温环境的使用要求。
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Patent Agency Ranking
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：CN109386400B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201811495710.0
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，芯体通过钎焊安装在本体的中心，激光火花塞通过螺纹安装在本体上部，燃烧室通过螺钉安装在本体下部，液氧入口套管通过真空钎焊安装在本体的液氧入口通道内，甲烷入口套管通过真空钎焊安装在本体的甲烷入口通道内。本发明的激光火炬点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机多次点火启动的使用要求。
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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：CN110406699A
公开(公告)日：2019-11-05
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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公开(公告)号：CN109386400A
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201811495710.0
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，芯体通过钎焊安装在本体的中心，激光火花塞通过螺纹安装在本体上部，燃烧室通过螺钉安装在本体下部，液氧入口套管通过真空钎焊安装在本体的液氧入口通道内，甲烷入口套管通过真空钎焊安装在本体的甲烷入口通道内。本发明的激光火炬点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机多次点火启动的使用要求。
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