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公开(公告)号：CN118408748A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410393947.7
申请日：2024-04-02
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于发动机羽流影响验证试验的控推一体化系统和方法，包括推进系统和控制采集系统；推进系统包括：高压气体存贮容器、高压气路管理装置、减压装置、单向流动管理装置、第一低压流体管理装置、破裂膜片、氧化剂推进剂存贮容器、燃料推进剂存贮容器、第二低压流体管理装置和发动机；控制采集系统包括：测控与采集设备、电源、推进驱动管理单元、舱外电缆和舱内电缆；所述推进系统和控制采集系统通过舱外电缆和舱内电缆连接。本发明可以适应真空舱环境下的长期安全可靠工作，与试验场其他测试系统能够协同匹配工作，具备不同发动机组合工况切换能力、模拟不同发动机组合工况下的羽流影响环境，更加真实的模拟在轨环境。
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公开(公告)号：CN113942664B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202111052338.8
申请日：2021-09-08
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种行星着陆器推进系统钝化装置及方法，包括气瓶、气路电爆阀、减压阀、钝化电爆阀、氧隔膜式贮箱、燃隔膜式贮箱、压力传感器及钝化发动机；气瓶与钝化发动机通过管路连接，管路上依次设置气路电爆阀、减压阀、氧隔膜式贮箱及燃隔膜式贮箱；钝化发动机用于推进剂钝化时点火；氧隔膜式贮箱和燃隔膜式贮箱并列布置；氧隔膜式贮箱和燃隔膜式贮箱内置有隔膜，隔膜用于将气体和液体推进剂分开；钝化电爆阀设置在连接减压阀与氧隔膜式贮箱的气腔、燃隔膜式贮箱的气腔的管路上；压力传感器设置在钝化发动机与氧隔膜式贮箱、燃隔膜式贮箱之间的管路上。本发明实现了远距离飞行时大时延测控下推进系统钝化的自主、安全、可控。
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公开(公告)号：CN116146375A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211548589.X
申请日：2022-12-05
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明涉及航天器推进技术领域内的一种航天器推进系统及其高工况的启动方法，包括：增压气体管理模块通过气体减压装置分别与燃料贮箱、氧化剂贮箱的进口连通，轨控发动机分别与燃料贮箱、氧化剂贮箱的出口连通，气体减压装置与燃料贮箱之间依次设置有燃料气路单向流动管理装置和燃料气路阀门模块，气体减压装置与氧化剂贮箱之间的管路中依次设置有氧化剂气路单向流动管理装置和氧化剂气路阀门模块，气体减压装置的出口、氧化剂贮箱的出口、燃料贮箱的出口、轨控发动机的氧化剂进口以及燃料进口分别设有压力传感器。本发明解决了在贮箱高温高压工况下，轨控发动机以常规的恒压启动过程中气路单向管理装置存在的反向承压问题。
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公开(公告)号：CN112746911A
公开(公告)日：2021-05-04
申请号：CN202011605259.0
申请日：2020-12-29
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/56
Abstract: 本发明提供了一种变推力发动机流量调节装置及在轨保护方法，包括针锥、流量调节装置壳体、步进电机、旋转限位结构、最大位置到位开关、最小位置到位开关、滚珠丝杠以及控制器，针锥和流量调节装置壳体配合形成流动通道，控制器控制步进电机转动，通过滚珠丝杠将步进电机的旋转运动转换为直线运动，带动针锥沿轴线方向运动，进而改变流通截面积以实现调节流量。本发明将针锥停放在距离最大极限位置1000步位置，可确保在轨飞行过程中针锥不会损坏最大到位开关和最小到位开关，也不会碰触到流量调节装置的外壳导致针锥型面或壳体内型面受损，可避开流场不稳定的汽蚀过渡区，发动机可以在该位置直接点火，且推力满足要求。
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公开(公告)号：CN109386400B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201811495710.0
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，芯体通过钎焊安装在本体的中心，激光火花塞通过螺纹安装在本体上部，燃烧室通过螺钉安装在本体下部，液氧入口套管通过真空钎焊安装在本体的液氧入口通道内，甲烷入口套管通过真空钎焊安装在本体的甲烷入口通道内。本发明的激光火炬点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机多次点火启动的使用要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111071487A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911330189.X
申请日：2019-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于行星探测器推进系统的在轨自主管理方法及系统，包括：推进管理单元实时采集的推进系统工作参数，并根据设定的压力或温度阈值对推进系统故障模式进行判断与识别；通过识别的故障模式，完成相应的故障模式自主管理的功能；推进系统故障模式包括进轨控管路超压、姿控管路超压、减压阀超压、推进系统欠压和推力器泄漏的故障模式的判断与识别；自主管理的功能包括轨控管路泄压自主管理、姿控管路泄压自主管理、减压阀超压自主管理、推进系统欠压自主管理和推力器泄漏自主管理。本发明解决了五类主要的推进系统故障模式及长距离深空探测指令时延大的问题，为长距离行星探测器推进系统高可靠工作提供了保障。
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公开(公告)号：CN109386400A
公开(公告)日：2019-02-26
申请号：CN201811495710.0
申请日：2018-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氧/甲烷发动机的激光火炬点火器，包括本体、芯体、激光火花塞、燃烧室、液氧入口套管和甲烷入口套管，芯体通过钎焊安装在本体的中心，激光火花塞通过螺纹安装在本体上部，燃烧室通过螺钉安装在本体下部，液氧入口套管通过真空钎焊安装在本体的液氧入口通道内，甲烷入口套管通过真空钎焊安装在本体的甲烷入口通道内。本发明的激光火炬点火器具有结构简单、工作可靠和使用寿命长的优点，能够满足液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的火箭发动机多次点火启动的使用要求。
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公开(公告)号：CN118669239A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410647240.4
申请日：2024-05-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种提高航天器推进系统氧燃气路可靠隔离的系统和方法，包括：打开低压流体管理装置，完成推进氧燃推进剂容器的补压，补压后立即关闭氧燃低压流体管理装置；打开姿控发动机进行推进剂沉底，打开气路氧化剂路、燃料路低压流体管理装置，随后氧化剂路、燃料路单向流动管理装置开启；通过姿控发动机额定工作压力的合理选取，不进行氧燃存贮容器的补压；如果系统工作压力下降至姿控发动机无法满足工作需要，则对氧燃推进剂存贮容器进行短时补压；对氧燃推进剂存贮容器进行补压至满压状态后，以保证后续姿控发动机的工作需求，随后起爆氧燃路常开式电爆装置，该装置起爆后，原来常开的通路切换为常闭，可以保证低压气路的长期可靠隔离。
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公开(公告)号：CN118462432A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410462947.8
申请日：2024-04-17
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种具有多机并联轨控发动机的推进系统健康诊断方法及系统，在轨控发动机正式工作前，进行轨控发动机依次预工作，预工作时间不少于30ms。通过在贮箱下游设置压力传感器监测发动机工作时是否产生水击压力来判断自锁阀是否已正常打开。通过在每个轨控发动机上设置温度传感器，若温度传感器监测到温度升高，则表明相应轨控发动机工作正常。基于以上两种方法，可以在空间飞行器正式实施轨控动作前判断出推进系统自锁阀和发动机的状态，提前识别、消除风险，避免造成不可逆的灾难性后果，确保空间飞行器变轨工作的可靠进行。
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公开(公告)号：CN118204683A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410386907.X
申请日：2024-04-01
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种半封闭容腔内穿舱管路装置及其配置方法，包括：真实安装结构、大部件产品、穿舱管路、地面模拟工装；大部件产品位于贮箱中，贮箱出口连接穿舱管路通过穿舱孔洞穿过真实安装结构或者地面模拟工装。使用地面工装创造开放性操作环境替代半封闭容腔，管路配置时使管路沿穿舱孔洞轴线方向有较大的弹性，通过设置管路的牵引约束使产品及管路安装后管路回弹后恰好穿过穿舱孔洞。在不增加舱体尺寸和扩大穿舱孔的前提下，解决了由于航天器紧凑布局引起的半封闭容腔内穿舱管路难以配置、焊接和检测的问题，同时减少人工成本，提高用户体验。
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