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公开(公告)号：CN119413427A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411530322.7
申请日：2024-10-30
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于径向进液喷嘴的液流试验装置，包括：壳体(1)、压紧螺钉(2)、密封垫片(3)、密封垫圈(4)以及堵塞(5)；所述压紧螺钉(2)螺纹连接在壳体(1)内部；所述密封垫片(3)放置于压紧螺钉(2)；所述密封垫圈(4)放置于壳体(1)内，能够在壳体(1)的内腔(13)与喷嘴(6)之间形成密封结构；所述堵塞(5)能够设置在喷嘴(6)的轴向入口，以封堵喷嘴(6)的进液通道；所述堵塞(5)位于密封垫片(3)朝向喷嘴(6)的一侧。本发明结构简要且紧凑，密封良好，固定牢靠，易于拆装，可以满足径向进液喷嘴的液流试验要求。
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公开(公告)号：CN118603559A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410810135.8
申请日：2024-06-21
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种通用中低室压姿轨控发动机液流试验及漏率检测装置，包括支撑架、支撑盘、压紧杆、压板、接头以及安装柱；支撑盘固定安装在支撑架顶部，接头固定安装在支撑盘中部所具有的通孔内，安装柱同轴安装在接头的顶部，且安装柱的顶部与待测姿轨控发动机的喉部下游连接；安装柱的轴向通孔与接头的轴向通孔连通，并形成内部工质流道，接头的底部用于连接堵帽或外部管路；压紧杆上设置有压板，用于压紧待测姿轨控发动机。本发明结构简单，操作方便，将待测姿轨控发动机通过压板压紧于安装柱上，且安装柱与接头形成的内部流道通过堵帽密封或连接外部管路，通过同一装置即可实现中低室压姿轨控发动机液流试验及漏率检测。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115653789B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202211344816.7
申请日：2022-10-31
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了液体火箭发动机技术领域一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，包括冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽，冷却剂进口与冷却剂进口流量分配槽固定设置在轴向直槽上，周向流量分配槽设置在轴向直槽上方，燃烧室段螺旋槽设置在周向流量分配槽上方。本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性。
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公开(公告)号：CN117703630A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311678102.4
申请日：2023-12-07
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/58
Abstract: 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机流量调节领域的两级节流孔板组合结构及调试方法，包括两级节流孔板和锁紧螺母，两级节流孔板通过锁紧螺母固定形成组合结构，两级节流孔板包括第一节流孔板和第二节流孔板，第一节流孔板和第二节流孔板对接配合，且第一节流孔板和第二节流孔板连通形成介质流动通道；第一节流孔板上设有环形凸台和定位缺口，第二节流孔板上设有中心凹槽和定位凸台，环形凸台和中心凹槽对接装配，定位缺口和定位凸台对接装配。本发明通过将第一节流孔偏离中心轴线、第二节流孔设置在中心轴线上，在保证介质顺利进入推进剂控制阀狭窄流道的同时，实现液体火箭发动机小尺寸空间下大节流流阻调节，节流范围大，有效防止多余物进入。
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公开(公告)号：CN115653789A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211344816.7
申请日：2022-10-31
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了液体火箭发动机技术领域一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，包括冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽，冷却剂进口与冷却剂进口流量分配槽固定设置在轴向直槽上，周向流量分配槽设置在轴向直槽上方，燃烧室段螺旋槽设置在周向流量分配槽上方。本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性。
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公开(公告)号：CN118442472A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410540062.5
申请日：2024-04-30
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K31/06 , F16K27/00 , F16L55/027
Abstract: 本发明提供了用于电磁阀薄壁壳体的节流孔板安装结构及航天器。所述用于电磁阀薄壁壳体的节流孔板安装结构，包括电磁阀薄壁壳体和节流孔板；所述电磁阀薄壁壳体包括壳体主体、内螺纹段以及沉孔段；内螺纹段以及沉孔段均设置在壳体主体上；所述节流孔板包括外螺纹段、限位段、节流孔以及沉孔；所述外螺纹段与所述内螺纹段通过2牙螺纹相配合，所述限位段与所述沉孔段贴合；所述限位段包含一个十字槽结构和多个U形槽结构，所述多个U形槽结构沿所述十字槽结构的周向均匀分布。本发明通过U形槽结构的设计可以实现螺纹均匀冲点，保证在2牙螺纹旋合长度下螺纹副不松动，提升安装可靠性，使得本发明能够适用于安装长度较小的使用环境。
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公开(公告)号：CN117703628A
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202311787791.2
申请日：2023-12-22
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及液体火箭发动机领域的液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构及液体火箭发动机，包括十字肋、隔热孔以及喷注器架，隔热孔位于十字肋上，十字肋连接于喷注器架底端隔热块上；十字肋的根部设有半圆形，喷注器架通过半圆形和隔热孔的配合增大热阻实现隔热。本发明提供了一种液体火箭发动机喷注器法兰隔热结构，结构合理简单，可以增大热阻，降低高温燃烧室向上游的导热；通过十字肋根部半圆形设计和隔热孔设计，减小局部应力集中，且利于小尺寸空间下钻头机械加工直接成形，可以保证抵抗力学试验考核的结构强度，尤其适用于小尺寸空间姿控液体火箭发动机。
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