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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
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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公开(公告)号：CN106640423A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611031030.4
申请日：2016-11-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种小推力液体姿控发动机机组的流阻调节装置，包括推力室壳体槽道、Z字形环状节流孔板和电磁阀，所述推力室壳体槽道上设置有推进剂进口孔和出口孔，并设置有用于安装Z字形环状节流孔板的推力室阀前环形集液腔，所述阀前环形集液腔处于电磁阀进口之前，所述电磁阀后可选择性安装阀后节流孔板。本发明具有深度节流的能力，且具有整流效果好、结构紧凑、抑制水击、工艺性好的特点。
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公开(公告)号：CN109653901B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201811420743.9
申请日：2018-11-27
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机喷注器壳体模块，本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器壳体模块结构，可以实现发动机产品模块化集成。依据本发明的喷注器壳体模块结构包括动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部。本发明具有以下优点：1)发动机产品可模块化集成，结构紧凑，外形美观；2)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护；3)可减少发动机零件数量，进而提升发动机固有可靠性；4)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节。
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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
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。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN109707537A
公开(公告)日：2019-05-03
申请号：CN201811494620.X
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种轻小型火箭发动机结构布局，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。依据本发明的发动机结构布局包括头部壳体模块、节流圈、推进剂控制阀、喷注器芯体、喷管、燃烧室压力管嘴，阀门紧固件，防内漏密封圈，防外漏密封圈。本发明具有以下优点：1)发动机产品结构紧凑，有利于减小发动机包络尺寸；2)发动机零件数量少，有利于提升发动机固有可靠性；3)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节；4)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护。
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公开(公告)号：CN109707537B
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN201811494620.X
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种轻小型火箭发动机结构布局，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。依据本发明的发动机结构布局包括头部壳体模块、节流圈、推进剂控制阀、喷注器芯体、喷管、燃烧室压力管嘴，阀门紧固件，防内漏密封圈，防外漏密封圈。本发明具有以下优点：1)发动机产品结构紧凑，有利于减小发动机包络尺寸；2)发动机零件数量少，有利于提升发动机固有可靠性；3)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节；4)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护。
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公开(公告)号：CN109653901A
公开(公告)日：2019-04-19
申请号：CN201811420743.9
申请日：2018-11-27
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机喷注器壳体模块，本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器壳体模块结构，可以实现发动机产品模块化集成。依据本发明的喷注器壳体模块结构包括动力系统安装接口、节流圈安装接口、氧化剂阀门安装接口、燃料阀门安装接口、喷注器面板安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，氧化剂流道和燃料流道位于喷注器壳体模块内部。本发明具有以下优点：1)发动机产品可模块化集成，结构紧凑，外形美观；2)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护；3)可减少发动机零件数量，进而提升发动机固有可靠性；4)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节。
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公开(公告)号：CN106640423B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611031030.4
申请日：2016-11-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了种小推力液体姿控发动机机组的流阻调节装置,包括推力室壳体槽道、Z字形环状节流孔板和电磁阀,所述推力室壳体槽道上设置有推进剂进口孔和出口孔,并设置有用于安装Z字形环状节流孔板的推力室阀前环形集液腔,所述阀前环形集液腔处于电磁阀进口之前,所述电磁阀后可选择性安装阀后节流孔板。本发明具有深度节流的能力,且具有整流效果好、结构紧凑、抑制水击、工艺性好的特点。
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