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公开(公告)号：CN119413427A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411530322.7
申请日：2024-10-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于径向进液喷嘴的液流试验装置，包括：壳体(1)、压紧螺钉(2)、密封垫片(3)、密封垫圈(4)以及堵塞(5)；所述压紧螺钉(2)螺纹连接在壳体(1)内部；所述密封垫片(3)放置于压紧螺钉(2)；所述密封垫圈(4)放置于壳体(1)内，能够在壳体(1)的内腔(13)与喷嘴(6)之间形成密封结构；所述堵塞(5)能够设置在喷嘴(6)的轴向入口，以封堵喷嘴(6)的进液通道；所述堵塞(5)位于密封垫片(3)朝向喷嘴(6)的一侧。本发明结构简要且紧凑，密封良好，固定牢靠，易于拆装，可以满足径向进液喷嘴的液流试验要求。
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公开(公告)号：CN119413426A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411530321.2
申请日：2024-10-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种双组元喷嘴组件液流试验装置和方法，解决双组元喷嘴组件中内外喷嘴同时径向进液情况下流动特性测量的问题，包括测试上壳体、测试下壳体、垫块、堵盖；测试上壳体包括第一进液管嘴、压块和环形体；测试下壳体包括中间套管、集液环板、第二进液管嘴和底座；垫块为凹型结构，设置有盲孔和径向连通孔；堵盖上端与垫块下端接触，实现密封作用，其下端封堵内喷嘴的内腔，并高出内喷嘴上端面；双组元喷嘴组件的上端位于环形体内，下端穿过底座；压块设置在中间套管的上端，且与底座固定连接。本发明结构紧凑、固定牢靠、装拆方便，可满足多种径向孔径的喷嘴组件测试。
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公开(公告)号：CN117869121A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410008657.6
申请日：2024-01-02
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构及发动机，所述喷注器结构为一体化加工成型结构，包括主体结构、第一推进剂入口、第二推进剂入口、第一电磁阀对接口、直流互击喷嘴组、旋流冷却喷嘴组、第一推进剂流道、第二推进剂流道以及第二电磁阀对接口；直流互击喷嘴组包括第一直流互击喷嘴与第二直流互击喷嘴旋流冷却喷嘴组包括第一旋流冷却喷嘴与第二旋流冷却喷嘴；本发明喷注器采用一体式加工，与现有技术同类型喷注器相比，本发明减少了头部流道容腔，有利于缩短充填时间，加快了发动机的响应时间。本发明喷注器采用了直流互击式与旋流冷却的复合式快响应喷注方式，本方案优点具有响应快、冷却效果好、燃烧效率高的优点。
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公开(公告)号：CN112412661A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011399488.1
申请日：2020-12-01
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统技术领域，涉及一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，可以将发动机燃烧室内部分隔成若干个区域，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧，与传统喷注器面隔板结构的功能类似。依据本发明的直流式喷注器燃烧场分区结构包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区，其中直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域。本发明喷注器零件数目少，产品固有可靠性高，因无传统喷注器隔板分区结构，喷注器面上无焊缝结构，也无需考虑隔板冷却设计；喷注器包络空间小且结构重量轻，利于发动机减重；喷注器加工、装配、测试工序简化，利于生产成本低。
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公开(公告)号：CN109595096B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201811468151.4
申请日：2018-12-03
Applicant: 上海空间推进研究所
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。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109973249A
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201910371083.8
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
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公开(公告)号：CN108804813A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810581542.0
申请日：2018-06-07
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种空间轨控发动机可靠性评估方法，包括以下步骤：步骤一、提出一种空间轨控发动机设计方案；步骤二、识别出发动机可靠性薄弱环节；步骤三、针对发动机薄弱环节开展专项可靠性试验；步骤四、对薄弱环节的可靠性进行评估；步骤五、开展发动机整机可靠性验证工作，发动机可靠性验证融入到发动机设计方案验证试验和环境验证试验中；步骤六、对发动机可靠性进行评估。本发明具有以下优点：1)减少可靠性试验次数和发动机子样数；2)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；3)缩短火箭发动机研制周期；4)低碳减排，绿色环保。
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公开(公告)号：CN108590890A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810276714.3
申请日：2018-03-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供了一种发动机喷管延伸段，包含延伸喷管部与延伸法兰部，所述延伸喷管部与延伸法兰部一体成型或紧固连接，延伸喷管部与延伸法兰部均为回转体，沿回转轴轴向方向，延伸喷管部与延伸法兰部相对反向扩张设置；延伸喷管部沿轴向方向的两端分别形成第一大端部与第一小端部，第一小端部与延伸法兰部相连，延伸喷管部与延伸法兰部之间平滑过渡连接；延伸法兰部上设置有光孔。本发明还提供了一种喷管系统，包含喷管推力室与上述的发动机喷管延伸段。本发明重量轻，可实现发动机减重30～50％；结构强度和刚度好，抗振动和冲击性能强；可实现与金属推力室法兰连接，拆装灵活，利于发动机产品装配、测试、保管、运输和使用。
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公开(公告)号：CN106050474A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610345885.8
申请日：2016-05-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机头部和再生冷却身部的新型连接结构，包括头部、再生冷却身部、连接环和过滤网，头部喷注面板方向设置有安装槽，用于定位再生冷却身部的燃烧室段，所述头部外侧设置第一焊缝，用于高能束流焊接连接环大端；所述再生冷却身部燃烧室段内壁外侧设置第二焊缝，用于高能束流焊接头部；所述再生冷却身部外壁外侧设置第三焊缝，用于氩弧焊接连接环小端；所述过滤网通过过滤器骨架点焊固定于连接环内侧；所述过滤器骨架上均匀布置有若干光孔。本发明焊缝条数少，无重叠焊缝，连接结构可靠性高；便于实现数控焊接，焊缝熔深一致性好；通过冷却剂过滤网的设置，提升了发动机抗多余物污染能力，且发动机外观质量好，拓展性强。
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公开(公告)号：CN115653789B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202211344816.7
申请日：2022-10-31
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了液体火箭发动机技术领域一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，包括冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽，冷却剂进口与冷却剂进口流量分配槽固定设置在轴向直槽上，周向流量分配槽设置在轴向直槽上方，燃烧室段螺旋槽设置在周向流量分配槽上方。本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性。
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