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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：CN109519303A
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201811032749.9
申请日：2018-09-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种偏心变截面流量分配板，具体而言，用于大流量高室压轨控发动机喷注器，包括推进剂分配流道(21)和推进剂流道孔(22)：推进剂分配流道(21)为偏心圆组合空腔结构，推进剂流道孔(22)以同心圆、对称、变角度或等角度分布，推进剂流道孔(22)尺寸由公式计算得到，推进剂流道孔(22)位置由数值仿真方法迭代计算优化。本发明通过改进推进剂分配流道(21)和推进剂流道孔(22)尺寸设计和位置分布，实现推进剂的高均匀性低流阻流量分配。
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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：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：CN109595096B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201811468151.4
申请日：2018-12-03
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/52
Abstract: 本发明提供了一种喷注器声腔热防护装置，包括边区冷却孔和冷却剂自击对，边区冷却孔位于相邻声腔孔之间，周向单圈等间距排列；冷却剂自击对由冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔组成，冷却剂自击对外圈喷注孔和冷却剂自击对内圈喷注孔布置在声腔孔内侧，相同流体介质等孔径设计，周向单圈等间距排列，实现声腔结构的热防护。本发明克服了大推力高室压轨控发动机燃烧过程中喷注器边区燃气回流、声腔烧蚀的问题，改善喷注器结构热防护效果，提高发动机工作可靠性和寿命。
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Patent Agency Ranking
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：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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公开(公告)号：CN109162830B
公开(公告)日：2020-07-28
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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