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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：CN109271660B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN201810858686.6
申请日：2018-07-31
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F30/20
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设计一种火箭发动机喷管活连接结构；步骤二、火箭发动机状态高空模拟试车；步骤三、建立喷管活连接可靠性评估模型；步骤四、喷管活连接模拟件载荷冲击试验；步骤五、喷管活连接模拟件热循环试验；步骤六、对喷管活连接结构可靠性评估。本发明具有以下优点：1)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；2)缩短火箭发动机研制周期；3)低碳减排，绿色环保。
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公开(公告)号：CN115653789A
公开(公告)日：2023-01-31
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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公开(公告)号：CN109162830B
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN201810776770.3
申请日：2018-07-13
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种可摇摆火箭发动机的新型转轴结构，包括转轴、轴盖板和轴管嘴，所述转轴下端与轴盖板焊接形成转轴内部的推进剂集液腔道；所述转轴上端设置键接口，用于连接提供扭矩的电机，上键接口下方设置轴承接口，轴承接口下方设置两段密封面，两段密封面与动密封结构连接，且两段密封面之间设置若干推进剂进口；所述转轴与轴管嘴焊接，推进剂由推进剂进口流入推进剂集液腔道，由轴管嘴流出。本发明的转轴结构与发动机燃烧室收敛段贴合度高，有利于提升焊接质量；本发明的转轴结构同时具有推进剂流动通道功能，使发动机结构紧凑，外形美观；对于发动机来说，可取消摇摆软管，全部采用金属硬管，有利于发动机布置热控装置。
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公开(公告)号：CN115853670B
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202211519337.4
申请日：2022-11-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种隔离双组元自燃推进剂的可靠密封结构，包括喷注器架、喷注芯体、氧化剂支座以及燃料支座，喷注器架上设置有燃料内孔与氧化剂内孔，喷注芯体设置在氧化剂内孔中；喷注芯体上设置有相互倾斜设置的氧化剂喷注孔与燃料喷注孔，且二者顶端之间的距离大于二者底端之间的距离；氧化剂支座设置在喷注芯体的内孔中且与氧化剂喷注孔顶端连通，形成氧化剂路流道，燃料支座设置在燃料内孔中且与燃料喷注孔顶端连通，形成燃料路流道。本发明中氧化剂喷注孔与燃料喷注孔相互倾斜设置，完全隔离了两路自燃推进剂的接触，改变了以往依靠焊缝用于密封的设计，而且即使本结构中的焊缝处出现泄漏，推进剂也不会在流道内串腔接触而爆炸。
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Patent Agency Ranking
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
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。
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公开(公告)号：CN117703628A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311787791.2
申请日：2023-12-22
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机领域的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。
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公开(公告)号：CN109271660A
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201810858686.6
申请日：2018-07-31
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机喷管活连接结构可靠性评估方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设计一种火箭发动机喷管活连接结构；步骤二、火箭发动机状态高空模拟试车；步骤三、建立喷管活连接可靠性评估模型；步骤四、喷管活连接模拟件载荷冲击试验；步骤五、喷管活连接模拟件热循环试验；步骤六、对喷管活连接结构可靠性评估。本发明具有以下优点：1)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；2)缩短火箭发动机研制周期；3)低碳减排，绿色环保。
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公开(公告)号：CN109162830A
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201810776770.3
申请日：2018-07-13
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种可摇摆火箭发动机的新型转轴结构，包括转轴、轴盖板和轴管嘴，所述转轴下端与轴盖板焊接形成转轴内部的推进剂集液腔道；所述转轴上端设置键接口，用于连接提供扭矩的电机，上键接口下方设置轴承接口，轴承接口下方设置两段密封面，两段密封面与动密封结构连接，且两段密封面之间设置若干推进剂进口；所述转轴与轴管嘴焊接，推进剂由推进剂进口流入推进剂集液腔道，由轴管嘴流出。本发明的转轴结构与发动机燃烧室收敛段贴合度高，有利于提升焊接质量；本发明的转轴结构同时具有推进剂流动通道功能，使发动机结构紧凑，外形美观；对于发动机来说，可取消摇摆软管，全部采用金属硬管，有利于发动机布置热控装置。
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公开(公告)号：CN108661824B
公开(公告)日：2019-09-17
申请号：CN201810276923.8
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注器推进剂进口结构，包含喷注器、转接头以及螺母；所述转接头包含第一接头与第二接头，第一接头与第二接头在轴向延伸方向上存在夹角；第一接头、第二接头中分别设置有第一接孔、第二接孔，第一接孔与第二接孔相互连通；第二接头沿轴向方向的两端分别构成转接端、转折端；所述喷注器上设置有装配孔，转接端可拆卸安装在所述装配孔中；转折端与第一接头一体成型或紧固连接；转接端上设置有外螺纹，所述螺母安装在第二接头的外螺纹上；转接端、转折端分别位于螺母沿厚度方向的两侧。本发明中推进剂进口结构独立设计，简化喷注器零件结构；推进剂进口结构方向能够自由调节，发动机结构布局适应性强。
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