-
公开(公告)号：CN109339979B
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN201810969059.X
申请日：2018-08-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种姿控发动机模块，包含模块支架与发动机；所述模块支架内部设置有第一空腔，所述第一空腔形成流体供应流道；所述发动机上设置有第二空腔，所述第二空腔形成流体接收流道；模块支架与发送机紧固连接，使的流体供应流道与流体接收流道之间相互连通并共同形成流体通道；流体供应流道与流体接收流道连接处设置有密封结构。本发明在实际应用中，模块支架通过内部打孔可形成4条氧化剂流道和4条燃料流道，工艺技术成熟、力学性能好，比传统设计减少了8根管路和16条焊缝，系统复杂程度降低。
-
公开(公告)号：CN109339979A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201810969059.X
申请日：2018-08-23
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种姿控发动机模块，包含模块支架与发动机；所述模块支架内部设置有第一空腔，所述第一空腔形成流体供应流道；所述发动机上设置有第二空腔，所述第二空腔形成流体接收流道；模块支架与发送机紧固连接，使的流体供应流道与流体接收流道之间相互连通并共同形成流体通道；流体供应流道与流体接收流道连接处设置有密封结构。本发明在实际应用中，模块支架通过内部打孔可形成4条氧化剂流道和4条燃料流道，工艺技术成熟、力学性能好，比传统设计减少了8根管路和16条焊缝，系统复杂程度降低。
-
公开(公告)号：CN106640423A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611031030.4
申请日：2016-11-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种小推力液体姿控发动机机组的流阻调节装置，包括推力室壳体槽道、Z字形环状节流孔板和电磁阀，所述推力室壳体槽道上设置有推进剂进口孔和出口孔，并设置有用于安装Z字形环状节流孔板的推力室阀前环形集液腔，所述阀前环形集液腔处于电磁阀进口之前，所述电磁阀后可选择性安装阀后节流孔板。本发明具有深度节流的能力，且具有整流效果好、结构紧凑、抑制水击、工艺性好的特点。
-
公开(公告)号：CN104405533B
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201410588389.6
申请日：2014-10-28
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。本发明的上述技术方案的有益效果如下：结构简单，技术合理，结构装配工艺好，安装方便，不仅密封效果好，密封效果更加可靠，并且重量更轻，尺寸更小。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
-
公开(公告)号：CN104405533A
公开(公告)日：2015-03-11
申请号：CN201410588389.6
申请日：2014-10-28
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种轻小型液体火箭姿控发动机的密封结构，包括推力室壳体和电磁阀，所述推力室壳体内设有壳体槽道，所述电磁阀上设有与壳体槽道相配合用于将电磁阀安装于推力室壳体上的开放式密封槽道，所述壳体槽道由外向内依次由外漏密封O型圈导向面、外漏密封O形圈密封面、内漏密封O形圈导向面、内漏密封O形圈密封面和节流孔板安装孔组成，所述节流孔安装孔内安装有节流孔板，所述推力室壳体内还设有将推进剂送入电磁阀的推进剂流道。本发明的上述技术方案的有益效果如下：结构简单，技术合理，结构装配工艺好，安装方便，不仅密封效果好，密封效果更加可靠，并且重量更轻，尺寸更小。
-
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。
-
公开(公告)号：CN109506081B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201811076581.1
申请日：2018-09-14
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于激光选区熔化成形技术的机架组件，包括：机架(1)、过滤装置(2)、节流孔板(3)；机架(1)包括内部流道；过滤装置(2)设置于机架(1)的内部流道的始端；节流孔板(3)设置于机架(1)的内部流道的末端。本发明可以实现同时对多台发动机工作介质的供应及流量调节；减少了姿控动力系统总装时的工作介质输送管路数量，极大的减少系统焊缝数量，提高系统密封的可靠性；系统管路的减少有利于提高系统结构的抗振能力；减少了系统产品集成装配时的生产劳动量，提高姿控动力系统批量生产的效率。
-
公开(公告)号：CN106640423B
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201611031030.4
申请日：2016-11-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了种小推力液体姿控发动机机组的流阻调节装置,包括推力室壳体槽道、Z字形环状节流孔板和电磁阀,所述推力室壳体槽道上设置有推进剂进口孔和出口孔,并设置有用于安装Z字形环状节流孔板的推力室阀前环形集液腔,所述阀前环形集液腔处于电磁阀进口之前,所述电磁阀后可选择性安装阀后节流孔板。本发明具有深度节流的能力,且具有整流效果好、结构紧凑、抑制水击、工艺性好的特点。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
12
records
(took 0.027 seconds)
