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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：CN112254383A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011225377.9
申请日：2020-11-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明涉及低温节流制冷技术领域内的一种离心式节流阀及其阀芯组件，包括第一阀板和第二阀板；所述第一阀板设有盲孔和节流孔，所述节流孔为沿所述第一阀板轴向开设的通孔，所述节流孔与所述盲孔之间通过导流槽连通；所述第二阀板设有串流孔，所述串流孔为沿所述第二阀板轴向开设的通孔；所述第二阀板两面分别贴合连接一块所述第一阀板形成一组阀芯，所述盲孔与所述串流孔连通。本发明离心式节流阀阀芯结构，通过节流孔、导流槽、盲孔以及串流孔的结构设计，降低了流体经过节流孔时的速度，有效地减少空化和腐蚀现象的发生，同时通过径向流道的设计，增大了流体的流通路径，确保阀芯结构紧凑的情况下，提升了压降效果。
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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：CN111751115A
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN202010490737.1
申请日：2020-06-02
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭电动泵发动机地面试验系统，系统包括燃料供应系统、氧化剂供应系统、电动泵压式发动机系统、电源及控制系统。燃料供应系统和氧化剂供应系统分别通过管道一、管道二与电动泵压式发动机系统连接，并通过燃料泵和氧化剂泵实现燃料和氧化剂的增压和供给。通过电源及控制系统中的电机驱动器控制燃料泵与氧化剂泵的启停实现电动泵压式发动机系统的启停性能。本发明适用电动泵压式液体火箭发动机，尤其是在变推力、多次启动的液体火箭发动机测试方面具有显著的应用优势。
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公开(公告)号：CN111550327A
公开(公告)日：2020-08-18
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109677639B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201811649546.4
申请日：2018-12-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于闭式布雷顿循环的空间大功率核动力系统，包括：空间核反应堆、布雷顿热电转换子系统、热排散子系统、循环工质储供子系统、反应堆辅助散热子系统、电推进子系统和电负载子系统。以氦氙混合气体作为循环工质实现高效热电转换，并且采用高电压直驱的高比冲大推力电推力器进行高效推进。系统解决了核动力飞行器高效热电转换问题、电机端高电压与电推力器低电压不匹配的问题、大范围电功率调节问题。
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公开(公告)号：CN109595097B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201811268307.4
申请日：2018-10-29
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种采用插入式阀门的液氧与甲烷发动机及控制方法，包括头部本体、喷注器、推力室、液氧电磁阀、甲烷电磁阀和火花塞，喷注器通过扩散焊安装在头部本体下端面，推力室通过螺钉安装在喷注器下端面，液氧电磁阀和甲烷电磁阀分别通过螺钉插入式安装在头部本体的左、右侧面，火花塞通过螺纹安装在头部本体上部。本发明的液氧与甲烷发动机，可以解决现有技术中存在的低温姿控发动机预冷困难、低温推进剂在发动机头部容易发生相变的问题，同时具有结构紧凑、操控简单和响应速度快的优点，能够满足姿控动力系统的使用要求。
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公开(公告)号：CN109677639A
公开(公告)日：2019-04-26
申请号：CN201811649546.4
申请日：2018-12-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于闭式布雷顿循环的空间大功率核动力系统，包括：空间核反应堆、布雷顿热电转换子系统、热排散子系统、循环工质储供子系统、反应堆辅助散热子系统、电推进子系统和电负载子系统。以氦氙混合气体作为循环工质实现高效热电转换，并且采用高电压直驱的高比冲大推力电推力器进行高效推进。系统解决了核动力飞行器高效热电转换问题、电机端高电压与电推力器低电压不匹配的问题、大范围电功率调节问题。
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公开(公告)号：CN119664526A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411830348.3
申请日：2024-12-12
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种变推力发动机，包括：推力器、火炬点火器、流量调节器和管道系统；所述火炬点火器设置在推力器头部，流量调节器通过所述管道系统与推力器、火炬点火器相连。本发明采用可调气蚀文氏管方案的流量调节器同步控制发动机液氧、液甲烷和冷却甲烷流量，通过独立的冷却甲烷供应确保喷管的热结构安全性，同时火炬点火器和推力器的推进剂统一供应、统一预冷；整体结构所提供的变推力发动机适用于中小推力的液氧与甲烷发动机，同样也适用于液氧与液氢、酒精、煤油等组合的中小推力火箭发动机，应用范围广泛。
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公开(公告)号：CN117028068A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311111506.5
申请日：2023-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机一体化喷注器系统，包括氧化剂喷注段和燃料喷注段，通过肋板连接；氧化剂喷注段设置有氧化剂进口、氧化剂进口集液腔、喷前整流装置、支撑柱，燃料喷注段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，燃料分流孔、燃料喷前集液腔；喷嘴单元依次与喷前整流装置和喷嘴支撑柱连接；液态氧化剂依次经氧化剂进口、氧化剂进口集液腔、喷前整流孔进入喷嘴单元；液态燃料依次经燃料进口、燃料进口集液腔、燃料分流孔进入喷嘴单元，氧化剂和燃料在喷嘴单元内实现雾化掺混并从出口喷出。本发明实现了喷注器结构一体化，解决了喷注器复杂流道结构成型难的问题，具有结构强度高、流量分配均匀的优点，适用于采用增材制造生产技术。
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