公开(公告)号：CN118442472A

公开(公告)日：2024-08-06

申请号：CN202410540062.5

申请日：2024-04-30

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 叶奕翔 ,  陈泓宇 ,  邬二龙 ,  李剑锐 ,  刘淑群 ,  苏航 ,  陈锐达

IPC: F16K31/06 ,  F16K27/00 ,  F16L55/027

Abstract: 本发明提供了用于电磁阀薄壁壳体的节流孔板安装结构及航天器。所述用于电磁阀薄壁壳体的节流孔板安装结构，包括电磁阀薄壁壳体和节流孔板；所述电磁阀薄壁壳体包括壳体主体、内螺纹段以及沉孔段；内螺纹段以及沉孔段均设置在壳体主体上；所述节流孔板包括外螺纹段、限位段、节流孔以及沉孔；所述外螺纹段与所述内螺纹段通过2牙螺纹相配合，所述限位段与所述沉孔段贴合；所述限位段包含一个十字槽结构和多个U形槽结构，所述多个U形槽结构沿所述十字槽结构的周向均匀分布。本发明通过U形槽结构的设计可以实现螺纹均匀冲点，保证在2牙螺纹旋合长度下螺纹副不松动，提升安装可靠性，使得本发明能够适用于安装长度较小的使用环境。

公开(公告)号：CN110159456A

公开(公告)日：2019-08-23

申请号：CN201910305453.8

申请日：2019-04-16

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 陈明亮 ,  刘昌国 ,  陈泓宇 ,  韩冲 ,  赵婷 ,  邬二龙 ,  殷艳媚

IPC: F02K9/64 ,  F02K9/52 ,  F02K9/54

Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。

公开(公告)号：CN109595096A

公开(公告)日：2019-04-09

申请号：CN201811468151.4

申请日：2018-12-03

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 周文元 ,  邬二龙 ,  陈泓宇 ,  邱金莲 ,  付华林 ,  陈夏超 ,  陈师

IPC: F02K9/52

Abstract: 本发明提供了一种喷注器声腔热防护装置，包括边区冷却孔和冷却剂自击对，边区冷却孔位于相邻声腔孔之间，周向单圈等间距排列；冷却剂自击对由冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔组成，冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔布置在声腔孔内侧，相同流体介质等孔径设计，周向单圈等间距排列，实现声腔结构的热防护。本发明克服了大推力高室压轨控发动机燃烧过程中喷注器边区燃气回流、声腔烧蚀的问题，改善喷注器结构热防护效果，提高发动机工作可靠性和寿命。

公开(公告)号：CN118641207A

公开(公告)日：2024-09-13

申请号：CN202410810144.7

申请日：2024-06-21

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 余鹏 ,  白梅杉 ,  赵婷 ,  邬二龙 ,  陈泓宇 ,  施浙杭 ,  王鹤茗

IPC: G01M15/00 ,  G01M15/02 ,  G01M3/02

Abstract: 本发明提供了一种涉及航天器推进系统技术领域的高室压短喷管姿轨控发动机液流试验气密强度检测共用装置及其使用方法，包括支座、压环、压板、焊接接管嘴、长螺钉以及螺母，支座通过长螺钉和螺母的配合连接于压板上，压板上连接有压环，支座一端伸入待测姿轨控发动机内部，且压板通过密封装置将待测姿轨控发动机夹持于支座上，支座另一端连接焊接接管嘴，焊接接管嘴与待测姿轨控发动机内部连通。本发明通过拧紧螺母，结合橡胶垫和密封圈的配合，实现燃烧室压高至8MPa的姿轨控发动机气密及强度检测，装置气密性良好；能同时实现姿轨控发动机气密及强度检测与液流试验以及发动机推力室强度检测，功能多样；产品结构简单、易于加工及装配，使用寿命长，适应范围广。

公开(公告)号：CN115875155A

公开(公告)日：2023-03-31

申请号：CN202211424379.X

申请日：2022-11-15

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 姚天亮 ,  李森 ,  曾夜明 ,  邬二龙 ,  白梅杉 ,  田增 ,  刘川 ,  刘俊 ,  韩冲

IPC: F02K9/42 ,  F02K9/52 ,  F02K9/62 ,  F02K9/95

Abstract: 本发明提供了一种分级非催化点火无毒单组元发动机及航天器。分级非催化点火无毒单组元发动机，包括支路点火模块、主路喷注器、主燃烧室以及发动机喷管；支路点火模块的端部位于主燃烧室内，支路点火模块的中下部设置有多个通孔，支路点火模块的中下部与主燃烧室通过通孔相连通。支路点火模块包括支路喷注器、点火器以及支路腔体，定义支路腔体的另一端为支路燃烧腔室；本发明通过支路燃烧腔室与主燃烧室的设计，采用分级非催化点火方案，克服了大流量无毒单组元推进剂难以点火的问题，并且发动机采用非催化点火方案，无需使用贵金属催化剂，可以节省昂贵催化剂的费用，且可以规避催化剂耐温能力限制、贵金属原材料难以自主可控等问题。

公开(公告)号：CN112427794B

公开(公告)日：2022-07-01

申请号：CN202011257013.9

申请日：2020-11-11

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 施浙杭 ,  邬二龙 ,  陈泓宇 ,  陈明亮 ,  宋凡 ,  陈晓江 ,  刘昌国

IPC: B23K15/00 ,  F02K9/42 ,  F02K9/60 ,  F02K9/52

Abstract: 本发明提供了一种全真空电子束焊组合式直流互击头部结构及焊接方法，包括法兰壳体、喷注器芯体以及盖板，所述法兰壳体的一端通过全真空电子束焊焊接的方式连接所述盖板用以将通过所述法兰壳体的第一推进剂与外部隔开，所述法兰壳体的另一端通过全真空电子束焊焊接的方式与喷注器芯体的上端、下端连接分别用以将所述第一推进剂和第二推进剂隔开、第二推进剂与外部隔开。当第一推进剂为可燃剂时，第二推进剂为助燃剂；当第一推进剂为助燃剂时，第二推进剂为可燃剂，本发明采用真空电子束焊工艺取代复杂的钎焊工艺焊接组合式直流互击头部结构，有效解决了因钎焊引起的头部结构泄漏和变形导致的风险，提高了发动机生产的合格率和产品的可靠性。

公开(公告)号：CN113987809A

公开(公告)日：2022-01-28

申请号：CN202111274434.7

申请日：2021-10-29

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 陈明亮 ,  邬二龙 ,  刘昌国 ,  陈泓宇 ,  魏青 ,  赵婷 ,  武小川

IPC: G06F30/20 ,  G06F113/26 ,  G06F119/08

Abstract: 本发明提供了一种空间发动机喷管及空间飞行器，包括铌合金基材、抗氧化硅化物涂层以及红外隐身涂层；发动机喷管包括铌合金基材构成的拉法尔喷管造型的薄壁回转体；抗氧化硅化物涂层喷涂在铌合金基材的内表面和外表面；红外隐身涂层制备区域位于发动机喷管的扩张端外壁，红外隐身涂层包括匹配层、粘结层和低发射率层；匹配层制备在铌合金基材外表面的抗氧化硅化物涂层上，粘结层制备在匹配层上，低发射率层制备在粘结层上。发动机喷管未附着有红外隐身涂层的区域采用结构遮挡的方式实现红外隐身。本发明通过制备红外隐身涂层，有助于降低喷管外表面红外发射率，从而有助于显著提升空间发动机喷管的红外隐身能力。

公开(公告)号：CN109519303A

公开(公告)日：2019-03-26

申请号：CN201811032749.9

申请日：2018-09-05

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 邬二龙 ,  周文元 ,  邱金莲 ,  付华林 ,  刘淑群 ,  陈夏超 ,  陈师

IPC: F02K9/52 ,  F02K9/56

Abstract: 本发明提供了一种偏心变截面流量分配板，具体而言，用于大流量高室压轨控发动机喷注器，包括推进剂分配流道(21)和推进剂流道孔(22)：推进剂分配流道(21)为偏心圆组合空腔结构，推进剂流道孔(22)以同心圆、对称、变角度或等角度分布，推进剂流道孔(22)尺寸由公式计算得到，推进剂流道孔(22)位置由数值仿真方法迭代计算优化。本发明通过改进推进剂分配流道(21)和推进剂流道孔(22)尺寸设计和位置分布，实现推进剂的高均匀性低流阻流量分配。