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公开(公告)号：CN109827191B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201910044042.8
申请日：2019-01-17
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。本发明实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。
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公开(公告)号：CN106762225A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611046379.5
申请日：2016-11-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷嘴，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
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公开(公告)号：CN118934342A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411013677.9
申请日：2024-07-26
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卫星用单组元液体火箭发动机的特种喷注器，包括：集合器、支架、喷注板、毛细管以及导热块，支架一端连接集合器，支架另一端连接喷注板，毛细管和导热块分别与集合器相连，且毛细管和导热块接触。本发明通过安装导热能力强的导热块，将毛细管温度转移至其它位置，降低毛细管的温度，解决了卫星用单元液体火箭发动机喷注器可能存在的毛细管爆管与夹气等问题。
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公开(公告)号：CN117703634A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311678069.5
申请日：2023-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于单组元发动机的轻质复合身部及安装方法，避免使用铼铱合金等密度大且昂贵的金属材料，采用内环和外环的双环型催化前床结构，达到身部快响应轻质低成本的目的；身部结构由加热器、催化前床、垫圈、隔板、催化后床、喷管、前床催化剂、后床催化剂组成。轻质复合身部在工作时将环形加热器的正负两极分别与加热电源的正负两极相连，通过加热器预热催化前床，当催化前床达到预定的阈值温度以后，推进剂从头部喷出，进入催化前床进行催化分解产生中间产物放出部分热量，中间产物在进入催化后床继续催化分解燃烧生成气体放出剩余热量，气体经喷管喷出产生推力。
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公开(公告)号：CN117028070A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311021898.6
申请日：2023-08-14
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明提供了一种卫星用高性能绿色单元液体火箭发动机的热控结构及发动机，包括同轴依次紧固连接的电磁阀、集合器、隔热垫片、隔热型喷注器、加热器、隔热身部以及支撑环，还包括多层辐射屏组件，多层辐射屏组件套设在加热器、隔热身部二者的外侧，且多层辐射屏组件的两端分别与隔热型喷注器、支撑环紧固连接。本发明通过隔热结构将发动机加热功率大幅度降低，通过隔热垫片大幅度减轻了发动机热返浸，电磁阀温度大幅度降低，通过隔热辐射屏组实现了发动机加热过程中轻质高效防辐射散热，通过隔热身部减轻高温身部向发动机导热，能够有效降低发动机加热功率，同时避免出现电磁阀超温吸力下降不能打开的故障，适用于电功率有限的卫星。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114352782A
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202111575059.X
申请日：2021-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K17/20
Abstract: 本发明提供了一种微小流量节流装置，包括套壳，所述套壳用于装配，节流结构，安装在所述套壳的内部，形成阻力对流体流量进行控制，所述节流结构包括轴向孔一，所述轴向孔一设置在细螺纹杆内部，所述轴向孔一的一侧设置有径向孔一，所述径向孔一的一侧安装有细螺纹流道,所述细螺纹流道与粗螺纹流道之间设置有空腔二调节结构，安装在所述套壳上，调节流体流量的大小，对接结构，安装在所述套壳的内壁,对所述节流结构进行拆装限位，本发明通过四个零件之间的相互配合，进而零件之间形成间隙的部位可通过微小流道(低于0.3g/s)，推进剂流过的阻力，解决了微小推力单组元发动机领域的节流难题。
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公开(公告)号：CN107178437B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201710414379.4
申请日：2017-06-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种微型气和气双组元推进剂的燃烧器，包括本体等；喷口安装在本体内，喷嘴焊接在本体上，喷嘴下端面与喷口上端面贴紧，燃料入口焊接在喷嘴上，氧化剂入口焊接在本体上，电嘴与本体通过螺纹连接，电嘴与本体之间采用密封圈密封；本体和喷嘴构成一个环形集气腔，喷口和喷嘴构成一个预混腔，所述本体设置有燃烧室和喷管，所述喷口设置有收缩式流动通道，所述喷嘴设置有燃料喷射孔和氧化剂喷射孔；气态燃料经燃料入口、燃料喷射孔进入预混腔。本发明兼顾可靠点火和稳定燃烧功能。
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公开(公告)号：CN107178437A
公开(公告)日：2017-09-19
申请号：CN201710414379.4
申请日：2017-06-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种微型气和气双组元推进剂的燃烧器，包括本体等；喷口安装在本体内，喷嘴焊接在本体上，喷嘴下端面与喷口上端面贴紧，燃料入口焊接在喷嘴上，氧化剂入口焊接在本体上，电嘴与本体通过螺纹连接，电嘴与本体之间采用密封圈密封；本体和喷嘴构成一个环形集气腔，喷口和喷嘴构成一个预混腔，所述本体设置有燃烧室和喷管，所述喷口设置有收缩式流动通道，所述喷嘴设置有燃料喷射孔和氧化剂喷射孔；气态燃料经燃料入口、燃料喷射孔进入预混腔。本发明兼顾可靠点火和稳定燃烧功能。
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公开(公告)号：CN106939850A
公开(公告)日：2017-07-11
申请号：CN201710139183.9
申请日：2017-03-09
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
CPC classification number: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种单组元发动机用防回火喷注装置，包括喷注芯体、冷却支环、喷注器以及点火器，其中：所述喷注芯体上设有供应流道和冷却空腔；所述冷却支环设置于所述冷却空腔内；所述喷注器通过所述冷却支环安装于所述喷注芯体上；推进剂依次流过供应流道、冷却空腔、喷注器。本发明具有如下优点：本发明结构简单，工艺成熟，通过喷注器的微孔结构快速耗散热量，从而阻止火焰向上传播，实现防回火功能和高效燃烧功能；解决了液相及气液两相供应的推进剂防回火问题；冷却空腔实现了推进剂与电嘴的接触换热，吸收电嘴热量，实现电嘴冷却功能；适用于易发生回火的单组元液体火箭发动机和燃烧装置。
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