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公开(公告)号：CN118641207A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410810144.7
申请日：2024-06-21
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及航天器推进系统技术领域的高室压短喷管姿轨控发动机液流试验气密强度检测共用装置及其使用方法，包括支座、压环、压板、焊接接管嘴、长螺钉以及螺母，支座通过长螺钉和螺母的配合连接于压板上，压板上连接有压环，支座一端伸入待测姿轨控发动机内部，且压板通过密封装置将待测姿轨控发动机夹持于支座上，支座另一端连接焊接接管嘴，焊接接管嘴与待测姿轨控发动机内部连通。本发明通过拧紧螺母，结合橡胶垫和密封圈的配合，实现燃烧室压高至8MPa的姿轨控发动机气密及强度检测，装置气密性良好；能同时实现姿轨控发动机气密及强度检测与液流试验以及发动机推力室强度检测，功能多样；产品结构简单、易于加工及装配，使用寿命长，适应范围广。
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公开(公告)号：CN113987809A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111274434.7
申请日：2021-10-29
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F30/20 , G06F113/26 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种空间发动机喷管及空间飞行器，包括铌合金基材、抗氧化硅化物涂层以及红外隐身涂层；发动机喷管包括铌合金基材构成的拉法尔喷管造型的薄壁回转体；抗氧化硅化物涂层喷涂在铌合金基材的内表面和外表面；红外隐身涂层制备区域位于发动机喷管的扩张端外壁，红外隐身涂层包括匹配层、粘结层和低发射率层；匹配层制备在铌合金基材外表面的抗氧化硅化物涂层上，粘结层制备在匹配层上，低发射率层制备在粘结层上。发动机喷管未附着有红外隐身涂层的区域采用结构遮挡的方式实现红外隐身。本发明通过制备红外隐身涂层，有助于降低喷管外表面红外发射率，从而有助于显著提升空间发动机喷管的红外隐身能力。
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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：CN112412661A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011399488.1
申请日：2020-12-01
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统技术领域，涉及一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，可以将发动机燃烧室内部分隔成若干个区域，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧，与传统喷注器面隔板结构的功能类似。依据本发明的直流式喷注器燃烧场分区结构包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区，其中直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域。本发明喷注器零件数目少，产品固有可靠性高，因无传统喷注器隔板分区结构，喷注器面上无焊缝结构，也无需考虑隔板冷却设计；喷注器包络空间小且结构重量轻，利于发动机减重；喷注器加工、装配、测试工序简化，利于生产成本低。
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公开(公告)号：CN108457768B
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201710764237.0
申请日：2017-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种直流冷壁式发动机燃烧室，包括依次连接的燃烧室上盖、燃烧室直线段、喷注段和喷管收敛扩张段，所述喷注段的外壁上沿周向布置有氧化剂集液腔、氧化剂喷注孔、燃料集液腔和燃料喷注孔，氧化剂和燃料分别从氧化剂再生冷却槽道和燃料再生冷却槽道进入氧化剂集液腔和燃料集液腔，然后从氧化剂喷注孔和燃料喷注孔流出形成射流，射流贴近燃烧室直线段内壁面但不与壁面接触，在燃烧室上盖上撞击雾化、掺混和燃烧，经过喷管收敛扩张段排出燃烧室。本发明的燃烧室可提高推进剂燃烧效率和燃烧室热防护能力，燃烧室整体结构简单，易于加工实现。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109973249A
公开(公告)日：2019-07-05
申请号：CN201910371083.8
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
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公开(公告)号：CN108182297A
公开(公告)日：2018-06-19
申请号：CN201710766220.9
申请日：2017-08-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机燃烧室效率分析方法及系统，该方法采用在燃烧室效率计算时同时考虑发动机燃烧室压力、氧化剂和燃料流量、喉部温度数据，采用各参数稳定后的相同区间平均值，并利用喉部平均温度修正工作时的喉部直径，采用修正后的喉部直径和燃烧室压力、氧化剂和燃料流量计算实际特征速度，采用同区间的燃烧室压力平均值和混合比计算理论特征速度，进而计算燃烧室效率。本发明更为准确的实现了燃烧室效率的分析，为同一发动机不同工况和不同发动机的性能评估比对提供了更准确的依据。
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公开(公告)号：CN116124053A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211695480.9
申请日：2022-12-28
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01B17/02
Abstract: 本发明提供了一种基于超声测量的液膜厚度检测的系统及方法，包括圆射流喷嘴、有机玻璃板、超声发射装置以及超声采集装置，所述圆射流喷嘴连接有可控水源；所述圆射流喷嘴与所述有机玻璃板相对设置，所述圆射流喷嘴能够喷射液体至所述有机玻璃板上，所述液体在所述有机玻璃板上铺展形成稳定液膜；所述超声发射装置和所述超声采集装置分别设置在所述有机玻璃板的两侧，所述超声发射装置用于发射超声波穿透所述液膜，所述超声采集装置用接收所述超声波。本发明能够在不受光线场地、背景温度等因素的制约下，实现非接触实时测量液膜厚度，不干扰液膜形态，可以实时在线测量，便于检测，抗干扰能力强，测量精度高。
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公开(公告)号：CN109973249B
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN201910371083.8
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/62
Abstract: 本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
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公开(公告)号：CN112730627A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011533325.8
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: G01N29/12
Abstract: 本发明提供了一种基于声学测量的喷注孔检测系统，包括：工作介质供应装置、喷注器、有机玻璃薄圆板和声学采集装置，其中，工作介质供应装置连接喷注器；喷注器上设置有喷注孔，喷注孔出口具有间隔距离处布置有机玻璃薄圆板；喷注孔出来的液体射流垂直打在有机玻璃薄圆板上；喷注器一侧布置声学采集装置，通过采集液体射流撞击有机玻璃薄圆板的声学频率判断射流状态，检测喷注孔的加工质量。本发明通过设置声学采集装置利用声学频率对喷注孔的加工质量进行检测，相对于传统的收集测量法，更加的准确、快捷，将不易观察分辨的射流形态有形化，便于检测。
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