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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114352782B
公开(公告)日：2023-10-24
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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公开(公告)号：CN109854412A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910028418.6
申请日：2019-01-11
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。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：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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