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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：CN109282064A
公开(公告)日：2019-01-29
申请号：CN201811268312.5
申请日：2018-10-29
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: F16K17/32
CPC classification number: F16K17/32
Abstract: 本发明提供了一种节流稳压装置，包括阀芯、壳体、限位螺母、弹簧、调节螺母和限位螺栓。本发明通过阀芯上的方形孔和壳体上的腰形孔之间的相互配合来达到调节液体出口压力稳定，实现自动调节压力的目的，结构简单可靠性高；阀芯上采用环形销，壳体上采用环形槽来实现两个节流孔的配合；采用限位螺母和限位螺栓来保证阀芯在两个方向固定，实现压力调节范围之内的手动调节，达到自动和手动的双重保证。另外此结构解决了水击造成阀门失效的情况，提高了系统安全性。因此，本发明实现了液体节流稳压自动调节和手动调节的双重保证，并且具有体积小，结构简单可靠的优点。
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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：CN106428636A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610882798.6
申请日：2016-10-09
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/40
CPC classification number: 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：CN113989954B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202111249756.6
申请日：2021-10-26
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种上面级主发动机在轨推力和推进剂剩余量计算方法及系统，涉及运载火箭上面级推进技术领域，该方法包括：步骤S1：在上面级推进剂加注环节测量加注的推进剂质量；步骤S2：采集的主发动机工作过程中上面级自身的加速度，以及姿控发动机的工作时间，并计算主发动机推力；步骤S3：累积计算主发动机各工作时段的推进剂耗量，以及姿控发动机耗量，计算剩余推进剂质量，进而开展其他扩展任务。本发明能够减小了推力和推进剂剩余量计算时受流量的偏差累积效应，计算结果更为准确。
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公开(公告)号：CN116025485A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202211640244.7
申请日：2022-12-20
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法，液氧电动泵模块的输入端通过液氧输送管道连接液氧主输送管的姿控歧路入口；液氧电动泵模块的输出端通过液氧输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的液氧输入端；液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端通过液氧输送管道连接液氧贮箱；燃料电动泵模块的输入端通过燃料输送管道连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；燃料电动泵模块的输出端通过燃料输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的燃料输入端；液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端通过燃料输送管道连接液甲烷贮箱。本发明不仅可以省去推进剂重量，同时因与主发动机共用推进剂贮箱、增压输送系统等，姿控动力系统干重也相对要小。
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公开(公告)号：CN113989954A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111249756.6
申请日：2021-10-26
Applicant: 上海空间推进研究所
Abstract: 本发明提供了一种上面级主发动机在轨推力和推进剂剩余量计算方法及系统，涉及运载火箭上面级推进技术领域，该方法包括：步骤S1：在上面级推进剂加注环节测量加注的推进剂质量；步骤S2：采集的主发动机工作过程中上面级自身的加速度，以及姿控发动机的工作时间，并计算主发动机推力；步骤S3：累积计算主发动机各工作时段的推进剂耗量，以及姿控发动机耗量，计算剩余推进剂质量，进而开展其他扩展任务。本发明能够减小了推力和推进剂剩余量计算时受流量的偏差累积效应，计算结果更为准确。
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公开(公告)号：CN106347715A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610891524.3
申请日：2016-10-12
Applicant: 上海空间推进研究所
IPC: B64G1/58
CPC classification number: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架，包括锥筒、连接环、转接板和紧固件，锥筒采用钛合金板材热冲压一体成型，解决了锥筒型面问题；所述连接环安装在锥筒上端；转接板通过紧固件安装在连接环内，并均布排列；锥筒上预留若干用于安装隔热多层组件的小孔，所述转接板上预留若干用于对接发动机的安装孔.本发明具有质量轻便、刚度高、外形美观的特点。
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