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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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公开(公告)号：CN119801777A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202411926433.X
申请日：2024-12-25
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种双组元姿轨控液体火箭发动机通用装配及测试方法。依据本发明的装配及测试方法包括27个工序步，具体包括集件、激光标印、清洗、组件装配、强度试验、发动机外漏率检测、电性能检测、控制阀内漏率检测、力学试验、液流试验、孔板调试、酒精置换、氮气吹除、真空烘干、吹除、露点测试、计量、入库前装配、多媒体记录、发动机终检、入库，其中漏率检测及电性能测试依据具体装测要求多次进行。本发明提出的姿轨控发动机装配及测试方法具备从多维度检验姿轨控发动机装测效果、通用化、标准化的优势，能保证姿轨控发动机可靠工作。
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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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Patent Agency Ranking
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：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：CN118603560A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410810136.2
申请日：2024-06-21
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种通用姿轨控发动机离心式喷注器液流试验装置，包括装置本体、压块、压紧环、第一接管嘴以及第二接管嘴,装置本体的中部设置有安装通孔，安装通孔从上至下包括压块安装孔及喷注器安装孔，喷注器安装孔内部设置有待测喷注器，压块的下端安装在压块安装孔的内部，并用于压紧待测喷注器的顶部，压紧环安装在装置本体的底部，并用于压紧待测喷注器的底部；第一接管嘴安装在压块顶部，第二接管嘴固定安装在装置本体的一侧；本发明结构简单，操作方便，通过在装置本体上方与侧部均安装接管嘴，且分别与待测喷注器连通，同一装置可以实现单独及同时测量离心式喷注器内外喷嘴流阻及喷雾锥角，大大节约工序用时，提高测试效率。
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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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