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公开(公告)号：CN117869116A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202310471464.X
申请日：2023-04-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种运载火箭气动热再利用的补压系统及其控制方法，包括贮箱，通过输送管连通至火箭发动机；增压管路，两端分别连通外部增压装置和贮箱，且增压管路上设有第一控制单元，向贮箱内输送增压气体；换热装置，用于接收火箭尾段的气动热，将发动机输入的液体推进剂气化为推进剂气体，并输出至贮箱；气体补压管上设有第二控制单元；气体暂存回路单元，连通于气体补压管，且气体暂存回路单元上设有第三控制单元，用于接收气体补压管内的推进剂气体进行暂存；控制模块，控制第一控制单元、第二控制单元、第三控制单元的开启或关闭；由此改善火箭飞行后期气枕大，贮箱增压用气量大，自生增压气体基本为定流量不可调等问题。
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公开(公告)号：CN117007343A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310273582.X
申请日：2023-03-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种注气式蓄压器流动状态试验装置及测试方法。该试验装置的特征在于包括：注气式蓄压器本体(26)、贮罐(11)、增压控制组件(37)、蓄压器充气组件(38)、加注泄出组件(39)、循环供给组件(40)、供配气组件(41)、测量控制组件(42)；所述增压控制组件(37)为贮罐(11)控制提供不同流量的增压气体，实现贮罐(11)压力的稳定控制；所述蓄压器充气组件(38)为注气式蓄压器本体(26)提供恒定流量的增压气体；所述加注泄出组件(39)为贮罐(11)和注气式蓄压器本体(26)提供液体的加注和泄出。本发明能够测试输送管内液体流动状态变化对注气式蓄压器性能的影响，能够可靠验证注气式蓄压器在液体流动工况下的工作性能。
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公开(公告)号：CN111473174A
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN202010316937.5
申请日：2020-04-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16L19/03 , F16L19/028 , F16B39/02
Abstract: 本发明公开了一种耐推进剂的双道密封结构，密封结构包括：接管嘴、管接头、外套螺母、O形圈、铜垫片；其中接管嘴的一端和管接头的一端分别与推进剂输送导管固定连接，接管嘴的另一端与管接头的另一端相互匹配，相匹配的位置形成第一锥形密封槽和第二密封槽，O形圈设置于第一锥形密封槽，铜垫片设置于第二密封槽；外套螺母套设于管接头并与接管嘴固定连接，保证铜垫片与O形圈压缩所需的轴向力。本发明具有两道密封槽，且采用铜垫片和O形圈作为密封元件，使得密封结构具备耐350℃高温能力，并且具备重复使用和耐高低温循环能力，密封结构简单，装配要求低，满足密封漏率要求。
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公开(公告)号：CN110748437A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201910891164.0
申请日：2019-09-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种推进剂输送系统，包括贮箱，用于储存推进剂；输送管，输送管的第一端连接于贮箱的出料口，输送管的第二端连接于发动机的进料口；气动泵，设于输送管上，用于输送推进剂；高压气体部，用于储存高压气体；预压管，预压管的第一端与高压气体部的出气口相连，预压管的第二端与气动泵的进气口相连；预压管控制部，设于预压管上，用于开关预压管内的气体通道；增压管，增压管的第一端连接于气动泵的出气口，增压管的第二端与贮箱的进气口相连。本发明提高了推进剂的输送压力，对贮箱进行了增压，使整个增压输送系统体积小、重量轻。
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公开(公告)号：CN106567791A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610992274.2
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/60
CPC classification number: F02K9/60
Abstract: 本发明提供了一种强制循环预冷系统，包括贮箱、输送管、发动机、回流控制阀、循环泵及回流管，贮箱用于贮存低温推进剂，回流控制阀为两位三通式阀门，其中，输送管包括第一端及第二端，第一端与贮箱的底部中间位置相连通，第二端与发送机相连通，第二端同时通过回流控制阀分别与进发动机推力室相连及回流管的下端相连，回流管的上端与贮箱的底部相连接，循环泵设置于所述回流管上。该系统采用循环泵直接驱动低温推进剂循环流动，具有很强的发动机预冷的能力。同时，在循环回路中循环泵的位置设置在发动机之后，有效得简化了强制循环预冷系统。而回流管与贮箱底部相连，避免了循环泵中产生气蚀提高了整个系统的寿命。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104976929A
公开(公告)日：2015-10-14
申请号：CN201510237667.8
申请日：2015-05-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种模拟气源装置，其包括：罐体，所述罐体外部设有绝热包覆层；气体排出装置，按照气体流向依次包括压力表、电磁阀、电动调节减压阀、节流圈和放气出口；气体温度保持装置，包括电源、温控器、温度传感器、电加热器和蓄热器，其中所述温度传感器、电加热器和蓄热器设置在所述罐体内腔中，所述蓄热器内设置有大量金属钢球作为蓄热体；水和二氧化碳含量比例控制装置，包括加水子装置和加二氧化碳子装置；氧气充气装置。本发明解决了现有的气源装置无法满足新一代某型运载火箭液氧箱自生增压试验系统试验要求的问题，能得到与发动机蒸发器相似的自生增压气体，还可以得到各种不同流量、温度、水和二氧化碳含量比例的增压气体。
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公开(公告)号：CN115876039A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211298210.4
申请日：2022-10-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落系统，包括第一解锁脱落装置、第二解锁脱落装置、防回弹装置、缓冲装置和悬挂钢丝绳；第一解锁脱落装置的第一解锁脱落气缸通过瓜子链向锁紧机构施加作用力；防回弹装置包括的驱动机构安装在发射塔架上，通过回收钢丝绳和第一滑轮组与连接器地面部分连接；第二解锁脱落装置的第二解锁脱落气缸通过解锁脱落钢丝绳和第二滑轮组向锁紧机构施加作用力；缓冲装置设置于安装塔架上，用于对脱落后的连接器地面部分进行缓冲；悬挂钢丝绳的一端与发射塔架连接，另一端与连接器地面部分连接。本发明还提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落方法，实现了火箭零秒点火起飞后空调送风连接器快速可靠脱落。
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公开(公告)号：CN115822897A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211297002.2
申请日：2022-10-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种双向弹性蓄能机构，包括缸套组件、压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件，缸套组件内形成压缩腔和拉伸腔，压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件分别安装在所述压缩腔和拉伸腔内，压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件均设置有弹性蓄能部件并分别在压缩腔和拉伸腔内密封有具有恒定压力的气体。在双向弹性蓄能机构受到外部拉伸或压缩力时，通过拉伸蓄能组件或压缩蓄能组件均可提供抵抗拉伸或压缩的作用力，使得弹性蓄能机构能够维持初始状态，并在外力撤除后恢复初始状态；进一步通过气体外部施加的作用力进行缓冲，同时可以通过调节压缩腔和拉伸腔内的气体压力调节蓄能力的大小。本发明能够实现双向弹性蓄能，同时适应性强。
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公开(公告)号：CN115540699A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211025464.9
申请日：2022-08-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种自适应型运载火箭级间导管分离装置，包括第二接头、球铰接头、下压块、上压块、压紧螺母、下底座、上底座、第一接头、密封圈。下底座安装在一级端框上，上底座安装在二级端框上，第一接头安装在上底座的安装孔中；下压块、上压块和球铰接头设置有球头的一端位于下底座的安装孔内；压紧螺母安装在下底座上，对下压块和上压块进行限位；第二接头、球铰接头和第一接头沿轴向开有中心孔；在一级端框和二级端框处于对接状态下，第一接头从一级端框的安装孔伸出插入球铰接头设置有球头的一端中，并通过密封圈密封。本发明实现运载火箭级间对接状态下级间导管间的可靠密封，以及火箭级间分离时级间导管间的可靠分离。
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公开(公告)号：CN110748437B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN201910891164.0
申请日：2019-09-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种推进剂输送系统，包括贮箱，用于储存推进剂；输送管，输送管的第一端连接于贮箱的出料口，输送管的第二端连接于发动机的进料口；气动泵，设于输送管上，用于输送推进剂；高压气体部，用于储存高压气体；预压管，预压管的第一端与高压气体部的出气口相连，预压管的第二端与气动泵的进气口相连；预压管控制部，设于预压管上，用于开关预压管内的气体通道；增压管，增压管的第一端连接于气动泵的出气口，增压管的第二端与贮箱的进气口相连。本发明提高了推进剂的输送压力，对贮箱进行了增压，使整个增压输送系统体积小、重量轻。
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