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公开(公告)号：CN117846816A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311787699.6
申请日：2023-12-22
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F02K9/80
Abstract: 本发明提供了一种涉及液体火箭姿控发动机破裂膜片可靠密封安装技术领域的火箭姿控发动机破裂膜片的冗余密封及防旋安装结构及其安装方法，包括膜片通、压紧螺母、防旋压紧套、密封O形圈以及破裂膜片，破裂膜片一端密封O形圈连接于膜片通内，破裂膜片另一端连接防旋压紧套，防旋压紧套连接压紧螺母；膜片通和破裂膜片通过防旋压紧套和密封O形圈的配合实现冗余密封与防旋安装功能。本发明消除了拧紧过程中破裂膜片受到压紧套旋转产生扭转变形的可能性，实现了破裂膜片无扭转变形安装；实现了破裂膜片冗余密封功能，提高破裂膜片的密封可靠性；可将破裂膜片一次安装测试合格率提升近一倍，提高安装测试合格率。
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公开(公告)号：CN111811824A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010560630.X
申请日：2020-06-18
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明公开了一种姿控发动机极性测试工装及其使用方法，涉及运载火箭姿控发动机技术领域，本发明的姿控发动机极性测试工装采用橡胶注塑一体成型，包括大端、小端，小端中部开设有内置通道，小端的中部周侧沿其径向或大端靠近小端的一侧沿平行于小端轴向的方向开设有放气孔；位于大端内周侧的内型面与大端靠近小端的底面的夹角小于90°，内型面与发动机喷管的外型面抵接解决了与喷管配合面的型面问题；大端套在发动机喷管出口，与喷管紧密贴合；通过内置通道实现气流输出；小端绑扎气球。本发明工装具备质量轻、使用方便、安全，外形美观的特点，能够解决姿控发动机在喷气极性测试前发动机喷管布置气球的问题。
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公开(公告)号：CN106428636B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201610882798.6
申请日：2016-10-09
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明提供了一种空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构，包括：摇摆框、轴承座、摇摆轴、轴套、轴承、金属硬管和密封圈，摇摆框分为2个半体，在摇摆机构总装时组成一个整体，作为发动机摇摆时的承力框架，轴套内圈安装在摇摆轴上，外圈与轴承座或摇摆框配合，摇摆轴采用中空形式，与轴套之间通过两个密封圈密封，形成动密封内腔，燃料路和氧化剂路各设置2处动密封结构，同一路的动密封结构之间采用金属硬管连接，整个机构通过摇摆轴与轴套间的活动密封补偿发动机双向摇摆过程的角度变化，并经动密封内腔和导管形成的流动通路，将推进剂输送至推力室内。本发明结构紧凑，外形简洁，同时提高了发动机抗力学环境能力，提升了摇摆发动机的可靠性。
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公开(公告)号：CN117869124A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311653322.1
申请日：2023-12-04
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及运载火箭姿控发动机技术领域的姿控发动机推力室加热装置，包括加热丝、热敏电阻、不锈钢片以及不锈钢带，加热丝和热敏电阻分别连接于推力室身部、并通过不锈钢片点焊固定，不锈钢带点焊包裹推力室身部，且加热丝和热敏电阻引线由推力室身部包裹缝隙处引出。本发明在300N推力室身部上实施的加热装置仅43g，占比300N推力室重量的3％，具备质量轻的特点；经过了射前‑30℃低温下的加温和保温验证，并实现火箭飞行中可靠工作；经过了发动机鉴定振动试验和飞行考核，验证了加热装置的抗力学环境能力；经过地面试车点火和飞行点火验证，身部加热装置未脱落形成多余物。
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公开(公告)号：CN117846817A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311777761.3
申请日：2023-12-21
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双组元发动机点火控制领域的双组元发动机带时序的点火装置，包括外驱动力结构、压电发火模块、氧化剂/燃料阀芯组件、氧化剂/燃料进口以及氧化剂/燃料出口，电发火模块和氧化剂/燃料阀芯组件均由外驱动力结构控制，外驱动力结构由单一控制源控制，氧化剂/燃料阀芯组件分别连接氧化剂/燃料进口和氧化剂/燃料出口；外驱动力结构使氧化剂/燃料阀芯组件发生位移，推进剂从氧化剂/燃料进口流通至氧化剂/燃料出口，且压电发火模块和氧化剂/燃料阀芯组件运动行程不同，压电发火模块点燃推进剂从而带时序的点燃发动机。本发明减小装配尺寸和结构重量，单通道控制，大大降低控制的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114019431A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111249768.9
申请日：2021-10-26
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种极性测试装置及方法，包括霍尔传感器模块、无线接收器以及数据采集计算机，所述霍尔传感器模块安装在被测电磁阀盒上，所述霍尔传感器模块自身所具有的霍尔传感器与所述电磁阀盒上所具有的电磁阀同轴布置，所述霍尔传感器模块与无线接收器通讯连接，所述数据采集计算机连接所述无线接收器，本发明无线通讯盒和霍尔PCB板采用分离式设计，无复杂绕线，外形体积小，运输安装方便，霍尔PCB板垂直于电磁阀，可以在有限的空间里将体积较大的无线通讯盒安装在比较开阔的表面，将霍尔PCB板安装在电磁阀轴向即磁通量最大的面，安装简单，磁场信号稳定，测试数据准确可靠。
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公开(公告)号：CN111779594A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010574314.8
申请日：2020-06-22
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统，包括：步骤S1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；步骤S2：在火箭滑行阶段，设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；步骤S3：在液路导管内，设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂，并复核推进剂的温度；步骤S4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧，完成身部温度的维持。本发明取消了火箭飞行过程中的依靠电源加热液路导管和推力室身部的传统做法，降低了能源需求，具备重量轻、实现方便的优势。
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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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公开(公告)号：CN110159456B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201910305453.8
申请日：2019-04-16
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头部喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。
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公开(公告)号：CN115285378B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202210777557.0
申请日：2022-07-01
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种具有稳压机构的姿控发动机装置、装配方法及加注方法，包括贮箱壳体、弹性元件、压板、封闭气腔、稳定板以及封闭液腔，贮箱壳体包括连接姿控发动机机组的出口；封闭液腔、稳定板、封闭气腔、压板以及弹性元件五者，自贮箱壳体出口沿贮箱壳体的轴向，向贮箱壳体底部依次设置；压板和稳定板二者均与贮箱壳体的内壁滑移配合，压板和稳定板二者的滑移方向均平行于贮箱壳体的轴向。通过封闭液腔的上下游，在相同体积流量下，不同截面积导致行程差异的特点；提前将弹性元件势能进行蓄能，利用弹性元件在较小的行程下弹力变化不大的特点，将弹性元件的弹力与封闭气腔的压力进行动态平衡，实现姿控发动机机组模块入口压力稳定的作用。
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