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公开(公告)号：CN114476141B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202111552714.X
申请日：2021-12-17
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/62
Abstract: 本发明提供了一种月球着陆飞行器推进方法及系统，包括：气瓶、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、压力传感器、氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀、破裂膜片、加排阀、轨控发动机开机自锁阀、轨控发动机关机自锁阀、燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、气路连通管、液路连通管、液路电爆阀、轨控发动机、姿控自锁阀、姿控发动机和气路自锁阀。本发明实现了月球着陆飞行器推进系统结构质量的轻质化，与采用常规技术方案相比质量减轻20％以上；通过高精度控制混合比和并联贮箱均衡排放性能，提高了推进剂利用效率，能显著降低推进剂的加注量要求。
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公开(公告)号：CN106051232B
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201610546555.5
申请日：2016-07-12
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K15/02
Abstract: 本发明提供一种适用于大流量工作范围的单向阀及其工作方法，包括：主阀芯、主弹簧、副阀芯、副弹簧、壳体、副阀座和副弹簧座；所述的壳体的一端为进口，另一端与副阀座的一端连接，副阀座的另外一端与副弹簧座连接，副弹簧座的另一端为出口；所述的主阀芯装于壳体内腔，主阀芯一端靠近进口，另一端与主弹簧连接；主弹簧的另外一端固定于副阀座的外端面；所述的副阀芯装于副阀座内腔；所述的副弹簧一端固定于所述副阀芯的内端面，另一端固定于副弹簧座。本发明解决大流量变化情况下阀门开启的稳定性问题，取得稳定工作流量范围大、开启压差低、流阻低、密封可靠性高和寿命长的有益效果。
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公开(公告)号：CN114291300A
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202111575634.6
申请日：2021-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明提供了一种地月往返飞行器推进系统，包括增压气瓶、氧化剂贮箱、燃料贮箱、轨控发动机、第一发动机、第二发动机以及第三发动机；增压气瓶连通有高压气路模块，高压气路模块分别与氧化剂贮箱、燃料贮箱以及轨控发动机连通，高压气路模块与氧化剂贮箱和燃料贮箱之间连通有蒸汽隔离模块，高压气路模块与轨控发动机之间连通有气路高压自锁模块；氧化剂贮箱和燃料贮箱连通有液路电爆阀模块，通过液路大流量自锁模块与轨控发动机连通，并通过小流量自锁阀与第一发动机、第二发动机以及第三发动机连通。液路电爆阀模块通过按需的方式进行起爆，同时大流量自锁阀模块也采用按需打开的方式，起备份冗余功能，系统的可靠性高，且满足轻量化要求。
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公开(公告)号：CN109973821B
公开(公告)日：2020-11-06
申请号：CN201811627705.0
申请日：2018-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种推进剂加注系统，包括挤压氦气输出容器(1)、加注容器增压端截止阀(2)、加注容器出口端截止阀(3)、加注容器挤压压力传感器(4)、加注容器(5)、加注管路进产品端截止阀(9)、产品端推进剂加注阀(10)、产品贮箱压力传感器(11)、产品贮箱(12)、产品端测试用阀门(13)、产品贮箱上游阀门(14)，还包括气动隔膜泵(6)、气动隔膜泵驱动气阀门(7)、气动隔膜泵驱动气输出容器(8)。本发明采用气动隔膜泵(6)，能够在推进剂加注容器压力低于推进系统贮箱压力时将推进剂加注到贮箱中，全程避免推进剂中溶解的氦气析出、积存，不会影响贮箱工作的可靠性。
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公开(公告)号：CN111731514A
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN202010490729.7
申请日：2020-06-02
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种并联贮箱均衡排放的装置，包括：容积流量计A(2)，容积流量计B(4)，刚性互联机构(3)；容积流量计A(2)的主轴与容积流量计B(4)的主轴通过刚性互联机构(3)连接。本发明所涉及的并联贮箱均衡排放装置具有流量控制精度高，压力适应范围广，粘度适应性强，可以在单机状态完成流量的标定，不用进行系统的管路匹配及系统冷流测试，简化系统测试及结构布局，大大提高产品可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103192997A
公开(公告)日：2013-07-10
申请号：CN201310090985.7
申请日：2013-03-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 一种航天器推进剂混合比主动调节方法，包括：在将大消耗量的发动机装进航天器推进系统前进行试车，测定工作参数，再通过调节系统硬件使氧化剂和燃料在标准入口压力下达到标准混合比；在氧化剂和燃料入口处设置压力传感器，同时在氧化剂和燃料贮箱上游的增压管路上各设置供气自锁阀；在发动机工作过程中，通过推进系统控制器实时采集发动机入口处燃料和氧化剂的压力参数，并进行比较和调节，使得两种推进剂在发动机的入口压力控制在很接近的水平，从而可控制推进剂总混合比的偏差水平。本发明有效地提高了航天器推进系统推进剂的利用率，从而提高了航天器运行寿命和有效载荷质量，降低了航天器的生产成本。
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公开(公告)号：CN114291297B
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202111566463.0
申请日：2021-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种月面发射飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压传、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、贮箱、加排阀、液路电爆阀、轨控自锁阀、低压压传、自锁阀、轨控发动机、姿控发动机和轨控管路。该推进系统克服了月面高温生存、月面不平整起飞、飞行过程推进剂晃动等难题，可以用于月面飞行器使用。
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公开(公告)号：CN106051232A
公开(公告)日：2016-10-26
申请号：CN201610546555.5
申请日：2016-07-12
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K15/02
CPC classification number: F16K15/025
Abstract: 本发明提供一种适用于大流量工作范围的单向阀及其工作方法，包括：主阀芯、主弹簧、副阀芯、副弹簧、壳体、副阀座和副弹簧座；所述的壳体的一端为进口，另一端与副阀座的一端连接，副阀座的另外一端与副弹簧座连接，副弹簧座的另一端为出口；所述的主阀芯装于壳体内腔，主阀芯一端靠近进口，另一端与主弹簧连接；主弹簧的另外一端固定于副阀座的外端面；所述的副阀芯装于副阀座内腔；所述的副弹簧一端固定于所述副阀芯的内端面，另一端固定于副弹簧座。本发明解决大流量变化情况下阀门开启的稳定性问题，取得稳定工作流量范围大、开启压差低、流阻低、密封可靠性高和寿命长的有益效果。
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公开(公告)号：CN103192997B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201310090985.7
申请日：2013-03-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 一种航天器推进剂混合比主动调节方法，包括：在将大消耗量的发动机装进航天器推进系统前进行试车，测定工作参数，再通过调节系统硬件使氧化剂和燃料在标准入口压力下达到标准混合比；在氧化剂和燃料入口处设置压力传感器，同时在氧化剂和燃料贮箱上游的增压管路上各设置供气自锁阀；在发动机工作过程中，通过推进系统控制器实时采集发动机入口处燃料和氧化剂的压力参数，并进行比较和调节，使得两种推进剂在发动机的入口压力控制在很接近的水平，从而可控制推进剂总混合比的偏差水平。本发明有效地提高了航天器推进系统推进剂的利用率，从而提高了航天器运行寿命和有效载荷质量，降低了航天器的生产成本。
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公开(公告)号：CN114291300B
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202111575634.6
申请日：2021-12-21
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明提供了一种地月往返飞行器推进系统，包括增压气瓶、氧化剂贮箱、燃料贮箱、轨控发动机、第一发动机、第二发动机以及第三发动机；增压气瓶连通有高压气路模块，高压气路模块分别与氧化剂贮箱、燃料贮箱以及轨控发动机连通，高压气路模块与氧化剂贮箱和燃料贮箱之间连通有蒸汽隔离模块，高压气路模块与轨控发动机之间连通有气路高压自锁模块；氧化剂贮箱和燃料贮箱连通有液路电爆阀模块，通过液路大流量自锁模块与轨控发动机连通，并通过小流量自锁阀与第一发动机、第二发动机以及第三发动机连通。液路电爆阀模块通过按需的方式进行起爆，同时大流量自锁阀模块也采用按需打开的方式，起备份冗余功能，系统的可靠性高，且满足轻量化要求。
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