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公开(公告)号：CN111749815B
公开(公告)日：2021-07-06
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：CN111550327B
公开(公告)日：2021-06-04
申请号：CN202010256033.8
申请日：2020-04-02
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明提供了一种空间飞行器低温贮箱的连接支撑结构及装配方法，包括：设置在低温贮箱顶部的多根拉杆，设置在低温贮箱底部的安装底座；所述拉杆一端与低温贮箱的顶部连接，另一端与系统框架连接；安装底座一端与低温贮箱连接，另一端与系统框架连接。本发明提供的一种低温贮箱的连接支撑结构，有效降低了外界环境向贮箱内的漏热，有效地解决了飞行器发射过程安装底座由于轴向过载容易失效的问题，安全性高。
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公开(公告)号：CN119827053A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411890364.1
申请日：2024-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种空间推进系统内贮囊与膜片检漏装置及其检漏方法，包括转接头、导气软管、杯盖以及杯体，转接头的一端与空间推进系统的测试口密封连接，另一端通过锁紧扣与导气软管密封连接；杯盖与杯体紧固连接，杯体内部装有测试溶液，杯盖上开设有排气孔和穿管孔，导气软管穿过穿管孔延伸至杯体内部且没入测试溶液中，导气软管通过限位装置与杯盖紧固连接。本发明通过采用计时法计数导气软管的出泡数，从而判断推进系统贮囊与膜片的漏率；可以有效与便捷解决安装在空间推进系统内部的贮囊与膜片是否存在泄漏破裂的问题，无需深入系统内部，检测方法简单，成本低，实现简单，适用于多种空间推进系统的贮囊与膜片漏率检测。
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公开(公告)号：CN115853673B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202211520786.0
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器，双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；推进线路盒通过各低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。本发明简化了采用双组元非自燃推进剂的轨姿控推进系统对发动机点火控制的要求，具有结构质量轻、火花能量高、总体能耗小、使用寿命长、力学环境适应性好、可靠性高等应用优势。
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公开(公告)号：CN115285378B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202210777557.0
申请日：2022-07-01
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有稳压机构的姿控发动机装置、装配方法及加注方法，包括贮箱壳体、弹性元件、压板、封闭气腔、稳定板以及封闭液腔，贮箱壳体包括连接姿控发动机机组的出口；封闭液腔、稳定板、封闭气腔、压板以及弹性元件五者，自贮箱壳体出口沿贮箱壳体的轴向，向贮箱壳体底部依次设置；压板和稳定板二者均与贮箱壳体的内壁滑移配合，压板和稳定板二者的滑移方向均平行于贮箱壳体的轴向。通过封闭液腔的上下游，在相同体积流量下，不同截面积导致行程差异的特点；提前将弹性元件势能进行蓄能，利用弹性元件在较小的行程下弹力变化不大的特点，将弹性元件的弹力与封闭气腔的压力进行动态平衡，实现姿控发动机机组模块入口压力稳定的作用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117871109A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311779220.4
申请日：2023-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于三向磁传感器极性测试装置的软件测试系统、方法及介质，包括极性判据录入单元、判据载入调试单元以及极性测试运行单元；所述极性判据录入单元具备自动读取标定产品变化后稳定磁场数据并记录的功能；所述极性测试运行单元具备阀门工作不稳定状态的滤波功能，并具备方波、时序及亮灯等显示功能；所述判据载入调试单元可以用于数据回放以及模拟判据验证。本发明通过软件实现了对阀门开启、关闭过程产生的不稳定磁场的滤波，实现了多个维度磁场数据判断单个或者多个分机工作状态，特征量的数量增加，具备更高的准确度，可以适用于密集分布的阀门等产品的极性测试。
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公开(公告)号：CN117781089A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311630281.4
申请日：2023-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16L59/065 , F16L59/02
Abstract: 本发明提供了一种真空绝热管结构及其制造方法。真空绝热管结构具有细长，且能够适用于走向复杂空间的特点，真空绝热管结构包括内导管、外套管、绝热支撑、夹套法兰结构以及外套管连接件；外套管套装在内导管外侧，外套管与内导管均具有一个或多个弯曲部，在弯曲部处，外套管与内导管之间设置有绝热支撑；外套管的端部通过外套管连接件与夹套法兰结构连接，外套管和/或夹套法兰结构上开设有真空换气口。管道绝热管结构整体厚度小，能够达到细长形状。由于其尺寸规格小，能够完全适应轨姿控动力系统的结构紧凑的总装布局。本发明的绝热管能随着系统布局的要求进行任意角度与空间的弯制，达到了真空绝热管结构可以随空间走向需要进行弯制的效果。
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公开(公告)号：CN116163859A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211695465.4
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种空间发动机预冷系统、工作方法及航天器，包括：贮箱、发动机、换热回路换热段以及双层传输管；所述换热回路换热段设置在所述发动机周侧；所述贮箱通过双层传输管连通所述发动机头部；所述换热回路换热段和所述贮箱之间设置回路，所述回路为单向流动，自双层传输管夹层引出，流动至发动机进行换热，再流回贮箱；本发明用于空间低温推进系统的发动机温度保持，通过毛细作用和换热蒸汽压力形成闭环驱动，不浪费低温推进剂。
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公开(公告)号：CN116025485A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211640244.7
申请日：2022-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法，液氧电动泵模块的输入端通过液氧输送管道连接液氧主输送管的姿控歧路入口；液氧电动泵模块的输出端通过液氧输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的液氧输入端；液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端通过液氧输送管道连接液氧贮箱；燃料电动泵模块的输入端通过燃料输送管道连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；燃料电动泵模块的输出端通过燃料输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的燃料输入端；液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端通过燃料输送管道连接液甲烷贮箱。本发明不仅可以省去推进剂重量，同时因与主发动机共用推进剂贮箱、增压输送系统等，姿控动力系统干重也相对要小。
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公开(公告)号：CN115853673A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211520786.0
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器，双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；推进线路盒通过各低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。本发明简化了采用双组元非自燃推进剂的轨姿控推进系统对发动机点火控制的要求，具有结构质量轻、火花能量高、总体能耗小、使用寿命长、力学环境适应性好、可靠性高等应用优势。
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