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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：CN112177804B
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202010972925.8
申请日：2020-09-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于空间装置的低温发动机，包括喷注器本体、推力室、火花塞，所述喷注器本体中设置有容纳空间，所述火花塞安装在喷注器本体的一侧且火花塞上所具有的电极延伸到容纳空间中；所述推力室安装在喷注器本体的另一侧且与容纳空间连通；所述喷注器本体上设置有助燃剂流道以及可燃剂流道，所述助燃剂流道、可燃剂流道都与容纳空间连接，本发明可燃剂流道上采用倾斜核心喷嘴和涡流喷嘴相结合的结构设计，通过分级燃烧独立控制点火核心区混合比和发动机总混合比，确保发动机点火工作的可靠性和热结构安全性，结合电火花点火次数不受限制的优势，能够满足空间应用的姿态控制发动机几万次脉冲点火工作以及长寿命使用等特殊要求。
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公开(公告)号：CN112628023A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011605207.3
申请日：2020-12-29
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机点火系统及使用方法，包括推力室和火炬点火器，推力室与火炬点火器连通，推力室连通有主氧路和主燃路，主氧路上设置有用于控制其流通或关闭的主氧阀，主燃路上设置有用于控制其流通或关闭的主燃阀；火炬点火器连通有副氧路和副燃路，副氧路上设置有用于控制其流通或关闭的副氧阀，副燃路上设置有用于控制其流通或关闭的副燃阀，且火炬点火器内还设置有火花塞；主氧路和副氧路内流通的均为液态氧化剂，主燃路和副燃路二者流通的均为液态燃料。实现了火炬点火器和推力室二者的推进剂供应的统一，消除了点火次数限制，简化了推进剂供应系统，有助于降低发动机系统的重量，进而有助于提高发动机系统的工作能力。
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公开(公告)号：CN112177804A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010972925.8
申请日：2020-09-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于空间装置的低温发动机，包括喷注器本体、推力室、火花塞，所述喷注器本体中设置有容纳空间，所述火花塞安装在喷注器本体的一侧且火花塞上所具有的电极延伸到容纳空间中；所述推力室安装在喷注器本体的另一侧且与容纳空间连通；所述喷注器本体上设置有助燃剂流道以及可燃剂流道，所述助燃剂流道、可燃剂流道都与容纳空间连接，本发明可燃剂流道上采用倾斜核心喷嘴和涡流喷嘴相结合的结构设计，通过分级燃烧独立控制点火核心区混合比和发动机总混合比，确保发动机点火工作的可靠性和热结构安全性，结合电火花点火次数不受限制的优势，能够满足空间应用的姿态控制发动机几万次脉冲点火工作以及长寿命使用等特殊要求。
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公开(公告)号：CN110043391A
公开(公告)日：2019-07-23
申请号：CN201910310062.5
申请日：2019-04-17
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/68
Abstract: 本发明提供了一种分隔式催化床及发动机推进方法，分隔式催化床由喷注器、分解室、前床分隔板组件及后床分隔板组件组成。喷注器构成液体推进剂流道，分解室被沿催化床径向分割成不同的单元分解区域。液体推进剂经两圈单组元喷嘴均匀喷入催化床对应区域，各区域将催化剂分解后部分燃气通过多孔分隔装置掺混后继续分解，然后再进入后床各独立的分解区域形成二次掺混分解，在后床内通过后床的多孔分隔装置进行三次掺混分解，最终由分解室收敛段排除，经多次交互掺混后形成的高温高压燃气排出后产生推力。本发明使用无水肼作为推进剂，解决了大推力肼分解发动机长寿命工作可靠性问题，取得了高性能、长寿命、稳态/脉冲双模式工作等有益效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107178437B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201710414379.4
申请日：2017-06-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种微型气和气双组元推进剂的燃烧器，包括本体等；喷口安装在本体内，喷嘴焊接在本体上，喷嘴下端面与喷口上端面贴紧，燃料入口焊接在喷嘴上，氧化剂入口焊接在本体上，电嘴与本体通过螺纹连接，电嘴与本体之间采用密封圈密封；本体和喷嘴构成一个环形集气腔，喷口和喷嘴构成一个预混腔，所述本体设置有燃烧室和喷管，所述喷口设置有收缩式流动通道，所述喷嘴设置有燃料喷射孔和氧化剂喷射孔；气态燃料经燃料入口、燃料喷射孔进入预混腔。本发明兼顾可靠点火和稳定燃烧功能。
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公开(公告)号：CN107178437A
公开(公告)日：2017-09-19
申请号：CN201710414379.4
申请日：2017-06-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种微型气和气双组元推进剂的燃烧器，包括本体等；喷口安装在本体内，喷嘴焊接在本体上，喷嘴下端面与喷口上端面贴紧，燃料入口焊接在喷嘴上，氧化剂入口焊接在本体上，电嘴与本体通过螺纹连接，电嘴与本体之间采用密封圈密封；本体和喷嘴构成一个环形集气腔，喷口和喷嘴构成一个预混腔，所述本体设置有燃烧室和喷管，所述喷口设置有收缩式流动通道，所述喷嘴设置有燃料喷射孔和氧化剂喷射孔；气态燃料经燃料入口、燃料喷射孔进入预混腔。本发明兼顾可靠点火和稳定燃烧功能。
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公开(公告)号：CN106939850A
公开(公告)日：2017-07-11
申请号：CN201710139183.9
申请日：2017-03-09
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：CN106812629A
公开(公告)日：2017-06-09
申请号：CN201611046380.8
申请日：2016-11-22
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种应用于火箭发动机的防松方法，采用异形沉孔、异形垫片、点焊以及紧固件，通过限制紧固件周向转动防止其松动，达到防松作用。装配状态下，异形垫片放置于异形沉孔内，二者不可沿紧固件周向发生相对转动；同时，异形垫片与紧固件点焊为一体，二者不可发生相对位移。需要拆卸维护时，首先将焊点锉掉，再拆卸紧固件，最后拆卸被连接的零部件。再次使用时，首先更换异形垫片和紧固件，然后装配预紧，最后点焊。本发明具有防松可靠、结构简单、拆卸方便和可重复拆装的优点。
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公开(公告)号：CN116335850A
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202211619355.X
申请日：2022-12-15
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种气态双组元推力室结构，包括一体成型的头部与喷管，头部包括头部本体和燃烧室壁面，头部本体、燃烧室壁面以及喷管依次同轴设置，头部本体底部与燃烧室壁面内侧构成燃烧室；头部本体与燃烧室壁面内部设置作为冷却流道的第一组元流道，头部本体内部设置第二组元流道，第一组元流道与第二组元流道均连通燃烧室，燃烧室连通喷管；第一气态组元通过第一组元流道进入燃烧室，第二气态组元通过第二组元流道进入燃烧室，第一气态组元与第二气态组元在燃烧室内进行掺混并点燃，从而产生推力。本发明采用一体成型的头部与喷管，将推力室零件降低至一个，缩短了产品加工周期、降低了加工成本、提高了产品结构强度。
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