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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：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：CN108804813A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810581542.0
申请日：2018-06-07
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种空间轨控发动机可靠性评估方法，包括以下步骤：步骤一、提出一种空间轨控发动机设计方案；步骤二、识别出发动机可靠性薄弱环节；步骤三、针对发动机薄弱环节开展专项可靠性试验；步骤四、对薄弱环节的可靠性进行评估；步骤五、开展发动机整机可靠性验证工作，发动机可靠性验证融入到发动机设计方案验证试验和环境验证试验中；步骤六、对发动机可靠性进行评估。本发明具有以下优点：1)减少可靠性试验次数和发动机子样数；2)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；3)缩短火箭发动机研制周期；4)低碳减排，绿色环保。
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公开(公告)号：CN110159456A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910305453.8
申请日：2019-04-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN112781885A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202011601815.7
申请日：2020-12-29
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种发动机喷注器喷雾场集液测试系统，包括主体框架、集液盘、步进装置、收集容器以及称重装置；集液盘水平滑移架设在主体框架的上方，集液盘上设置有多个收集孔，步进装置安装在主体框架的顶部，步进装置驱动集液盘在主体框架的顶部做水平往复滑移，实现更高的空间分辨率；主体框架内设置有收集区，收集容器和称重装置均安装在收集区内，收集容器与收集孔呈对应设置，任一组收集孔和收集容器之间均连通有导管，称重装置在任一收集容器的底部均安装有一个，且任一称重装置均支撑对应的收集容器。多个收集孔共同收集液体，并利用多组收集容器和称重装置对各个收集孔收集到的液体进行动态称量，有助于缩短测量时间，提高测量精度。
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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：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：CN108804813B
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN201810581542.0
申请日：2018-06-07
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种空间轨控发动机可靠性评估方法，包括以下步骤：步骤一、提出一种空间轨控发动机设计方案；步骤二、识别出发动机可靠性薄弱环节；步骤三、针对发动机薄弱环节开展专项可靠性试验；步骤四、对薄弱环节的可靠性进行评估；步骤五、开展发动机整机可靠性验证工作，发动机可靠性验证融入到发动机设计方案验证试验和环境验证试验中；步骤六、对发动机可靠性进行评估。本发明具有以下优点：1)减少可靠性试验次数和发动机子样数；2)降低火箭发动机可靠性试验验证成本；3)缩短火箭发动机研制周期；4)低碳减排，绿色环保。
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