公开(公告)号：CN117963182A

公开(公告)日：2024-05-03

申请号：CN202311791413.1

申请日：2023-12-22

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 赵京 ,  曹伟 ,  潘一力 ,  毕绍康 ,  卫佳 ,  陈鹏 ,  李和军

IPC: B64G7/00 ,  B64G1/40

Abstract: 本发明提供了一种月面飞跃验证飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压力传感器、充气阀、气路高压自锁阀、减压阀、单向阀、气路隔离自锁阀、气路加排阀、贮箱、液路加排阀、液路隔离自锁阀、管路加排阀、轨控发动机、姿控发动机、室压传感器和低压压力传感器。本发明克服了倾斜起飞、多次加注推进剂、推进剂晃动和推进剂可靠隔离等难题，可用于月面飞跃的地面验证器使用。

公开(公告)号：CN112746911B

公开(公告)日：2022-07-19

申请号：CN202011605259.0

申请日：2020-12-29

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 韩泉东 ,  潘一力 ,  王浩 ,  李群广 ,  刘锋 ,  李和军 ,  魏青 ,  钟雪莹 ,  兰晓辉 ,  王可立

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。

公开(公告)号：CN113942664A

公开(公告)日：2022-01-18

申请号：CN202111052338.8

申请日：2021-09-08

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 韩泉东 ,  潘一力 ,  林森 ,  王亚平 ,  谭志云 ,  杨显照 ,  毕绍康

IPC: B64G1/52 ,  B64G1/40

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。

公开(公告)号：CN112648110B

公开(公告)日：2021-12-28

申请号：CN202011552380.1

申请日：2020-12-24

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 钟雪莹 ,  曹伟 ,  赵正 ,  王浩 ,  潘一力 ,  朱鹏程 ,  易凌宇 ,  韩泉东 ,  刘锋

IPC: F02K9/44 ,  F02K9/58 ,  F02K9/56 ,  F02K9/94 ,  F02K9/95

Abstract: 本发明提供了一种航天器轨控发动机无法正常关机的处理方法、系统及介质，包括：步骤1：将轨控发动机前的氧化剂管路和燃烧剂管路分别对称安装并联轨控自锁阀；步骤2：通过控制程序制定轨控发动机开关机指令块，将轨控发动机开关机控制程序绑定轨控自锁阀的开关动作；步骤3：当轨控发动机无法关机时，通过轨控自锁阀的关闭实现轨控发动机停止工作。本发明适用于航天器轨控发动机不能正常关机的处理，既能保证轨控发动机停止工作，保证航天器不会因轨控发动机无法关机导致的任务失败，也能保证轨控发动机再次点火工作的能力，提高了航天器可靠工作的能力。

公开(公告)号：CN112729498A

公开(公告)日：2021-04-30

申请号：CN202011554706.4

申请日：2020-12-24

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 王浩 ,  何壮睿 ,  钟雪莹 ,  赵正 ,  潘一力 ,  蔡晓宇 ,  朱鹏程 ,  刘锋 ,  曹伟 ,  韩泉东 ,  叶青

IPC: G01G17/04 ,  G01F17/00

Abstract: 本发明提供了一种测量推进系统剩余推进剂质量的方法、系统及介质，包括：步骤1：将航天器置于水平面并打开液路隔离阀使并联贮箱液路连通平衡；步骤2：将附加容器与推进系统贮箱相连通，测量推进系统贮箱气腔、附加容器压力；步骤3：对附加容器注入预设体量的气体后测量压力；步骤4：计算贮箱气腔容积；步骤5：由已知贮箱总容积减去贮箱气腔容积得到剩余推进剂容积；步骤6：测量推进剂温度得到对应的推进剂密度；步骤7：计算贮箱剩余推进剂质量；步骤8：打开附加容器放气阀放气后关闭，重复测量剩余推进剂质量多次，取每次测量结果的均方根为最终测量值。本发明可在不排出剩余推进剂的前提下测量推进系统剩余推进剂量，保证人员的安全。

公开(公告)号：CN112648110A

公开(公告)日：2021-04-13

申请号：CN202011552380.1

申请日：2020-12-24

Applicant: 上海空间推进研究所

Inventor： 钟雪莹 ,  曹伟 ,  赵正 ,  王浩 ,  潘一力 ,  朱鹏程 ,  易凌宇 ,  韩泉东 ,  刘锋

IPC: F02K9/44 ,  F02K9/58 ,  F02K9/56 ,  F02K9/94 ,  F02K9/95

Abstract: 本发明提供了一种航天器轨控发动机无法正常关机的处理方法、系统及介质，包括：步骤1：将轨控发动机前的氧化剂管路和燃烧剂管路分别对称安装并联轨控自锁阀；步骤2：通过控制程序制定轨控发动机开关机指令块，将轨控发动机开关机控制程序绑定轨控自锁阀的开关动作；步骤3：当轨控发动机无法关机时，通过轨控自锁阀的关闭实现轨控发动机停止工作。本发明适用于航天器轨控发动机不能正常关机的处理，既能保证轨控发动机停止工作，保证航天器不会因轨控发动机无法关机导致的任务失败，也能保证轨控发动机再次点火工作的能力，提高了航天器可靠工作的能力。