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公开(公告)号：CN110242439A
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201910372949.7
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于层板扩散焊的发动机喷注器、制造方法以及发动机，其中喷注器包括层板(11)；Nm个所述层板(11)分别设置有设定的层板流道结构单元；Nm个所述层板(11)依次通过扩散焊相互连接；Nm个所述层板流道结构单元按照设定的方式相互连接形成喷注器流道；其中Nm为大于1的整数。本发明的层板扩散焊喷注器，可以解决现有技术中存在的低温轨/姿控发动机喷注器零件数量多、低温推进剂在发动机头部容易发生相变的问题，同时具有结构紧凑、工作可靠性高和实现推进剂均匀、精细雾化的优点，能够满足低温轨/姿控发动机的使用要求。
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公开(公告)号：CN109595097A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811268307.4
申请日：2018-10-29
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种采用插入式阀门的液氧与甲烷发动机及控制方法，包括头部本体、喷注器、推力室、液氧电磁阀、甲烷电磁阀和火花塞，喷注器通过扩散焊安装在头部本体下端面，推力室通过螺钉安装在喷注器下端面，液氧电磁阀和甲烷电磁阀分别通过螺钉插入式安装在头部本体的左、右侧面，火花塞通过螺纹安装在头部本体上部。本发明的液氧与甲烷发动机，可以解决现有技术中存在的低温姿控发动机预冷困难、低温推进剂在发动机头部容易发生相变的问题，同时具有结构紧凑、操控简单和响应速度快的优点，能够满足姿控动力系统的使用要求。
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公开(公告)号：CN117028068A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311111506.5
申请日：2023-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机一体化喷注器系统，包括氧化剂喷注段和燃料喷注段，通过肋板连接；氧化剂喷注段设置有氧化剂进口、氧化剂进口集液腔、喷前整流装置、支撑柱，燃料喷注段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，燃料分流孔、燃料喷前集液腔；喷嘴单元依次与喷前整流装置和喷嘴支撑柱连接；液态氧化剂依次经氧化剂进口、氧化剂进口集液腔、喷前整流孔进入喷嘴单元；液态燃料依次经燃料进口、燃料进口集液腔、燃料分流孔进入喷嘴单元，氧化剂和燃料在喷嘴单元内实现雾化掺混并从出口喷出。本发明实现了喷注器结构一体化，解决了喷注器复杂流道结构成型难的问题，具有结构强度高、流量分配均匀的优点，适用于采用增材制造生产技术。
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公开(公告)号：CN110242439B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910372949.7
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于层板扩散焊的发动机喷注器、制造方法以及发动机，其中喷注器包括层板(11)；Nm个所述层板(11)分别设置有设定的层板流道结构单元；Nm个所述层板(11)依次通过扩散焊相互连接；Nm个所述层板流道结构单元按照设定的方式相互连接形成喷注器流道；其中Nm为大于1的整数。本发明的层板扩散焊喷注器，可以解决现有技术中存在的低温轨/姿控发动机喷注器零件数量多、低温推进剂在发动机头部容易发生相变的问题，同时具有结构紧凑、工作可靠性高和实现推进剂均匀、精细雾化的优点，能够满足低温轨/姿控发动机的使用要求。
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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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN106762225A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611046379.5
申请日：2016-11-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一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：CN111749815A
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN202010491591.2
申请日：2020-06-02
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种低温姿态控制发动机推进剂供应管路系统，包括低温燃料环状管路、低温氧化剂环状管路、低温隔热支架、低温姿态控制发动机、控制阀门组和节流孔板组；低温燃料环状管路和低温氧化剂环状管路均通过低温隔热支架与推进系统总装结构固定，低温姿态控制发动机的上方通过低温燃料控制阀与低温燃料环状管路连接，通过低温氧化剂控制阀与低温氧化剂环状管路连接，低温燃料环状管路和低温氧化剂环状管路的末端均设有分叉支路，分叉支路上设置控制阀门，控制阀门后串联了不同孔径的节流孔板。本发明供应管路系统，可以解决低温推进剂在管路输送过程漏热量大、低温姿态控制发动机入口条件控制、多工况条件下调节推进剂预冷消耗量的问题。
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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：CN117846808A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311759119.2
申请日：2023-12-19
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及航天推进技术领域的全3D打印槽道喷管延伸段结构与发动机，包括推进剂进口、进口集腔、槽道、出口集腔以及推进剂出口，喷管延伸段壁面内部设有槽道，槽道一端连接进口集腔，进口集腔连接推进剂进口，槽道另一端连接出口集腔，出口集腔连接推进剂出口。本发明通过3D打印一次成型，可以避免使用扩散焊、电铸、激光或电子束焊等特种工艺，也不需要制造模具和工装，容易检验，可大幅减少产品生产成本和周期；同时适合采用变截面形状和截面面积的槽道，结合传热设计能使喷管延伸段各处与燃气接触壁面温度尽可能平衡，最大程度地利用推进剂的冷却能力。
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