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公开(公告)号：CN106195369A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610570728.7
申请日：2016-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16K17/10 , F16K31/126
CPC classification number: F16K17/10 , F16K17/044 , F16K31/126
Abstract: 一种隔腔式安溢阀，所述隔腔式安溢阀包括主阀和指挥阀，所述主阀包括主阀腔和背压腔，主阀腔和背压腔之间通过波纹管组合件隔开，所述指挥阀包括控制腔、反馈腔和放气腔，控制腔和反馈腔之间通过波纹管隔开，反馈腔与放气腔之间通过活阀连通或断开，放气腔通过连通管与背压腔连接，反馈腔通过引流管与主阀腔连接，指挥阀气体出口与主阀气体出口通过排气管连接。本发明将指挥阀控制腔和反馈腔隔开，控制腔从贮箱引压，反馈腔从主阀口引压，以解决现有的安溢阀在目前的安装方式下带来的贮箱压力偏低问题和主阀提前打开问题。
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公开(公告)号：CN111366356B
公开(公告)日：2022-04-01
申请号：CN202010186631.2
申请日：2020-03-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M13/005 , G01N19/02 , G01L5/00
Abstract: 本发明涉及一种O胶圈充压状态下摩擦力和滑移特性测试系统，通过供气组件同时、分别向O胶圈两侧供以稳定的、不同压力大小的气体压力，通过拉压测试仪第一夹具和第一连接柱销带动工装阀芯相对于工装壳体和工装壳体基座运动，通过设置第一缓冲容器和第二缓冲容器减小O胶圈两侧充压后由于热交换和工装阀芯运动引起的压力变化，使用力传感器、位移传感器和采集设备实现各种不同工况条件下O胶圈摩擦力测量。本发明能够同时、分别向O胶圈两侧供以稳定的、不同压力大小的气体压力，真实模拟气体减压阀工作过程中O胶圈所处的压力和压差边界条件，准确测量O胶圈在不同滑移边界条件下的摩擦力，为气体减压阀性能设计和精度改善提供数据支撑。
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公开(公告)号：CN112377329B
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202011188762.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器安装于发动机推进剂入口与推进剂输送管之间，所述气体回收式液体火箭POGO抑制器包括主体、进气系统、排气系统和火箭中央控制器；所述主体通过推进剂输送管与液体火箭的推进剂贮箱连通；所述进气系统直接引用液体火箭增压系统气瓶的气体输出至所述主体；所述排气系统直接将所述主体内的气体排入推进剂贮箱气枕；所述火箭中央控制器控制所述进气系统和所述排气系统，使所述进气系统的气体流量与所述排气系统的气体流量匹配，所述主体内形成定容积气腔。本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器，解决现有金属膜盒式POGO抑制器容积小、承载低、无法变能量工作的问题。
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公开(公告)号：CN106568537B
公开(公告)日：2019-03-12
申请号：CN201610980972.0
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种电磁铁吸力测量装置，包括衔铁、配套工装、导向杆、测位移装置、弹簧测力计、牵引机构，所述导向杆与所述衔铁通过所述配套工装连接，沿被测电磁铁轴向滑动，所述测位移装置用以测量导向杆的位移，所述弹簧测力计用以测量所述导向杆沿被测电磁铁轴向所受到的吸力，所述牵引机构用以牵引所述弹簧测力计沿被测电磁铁轴向移动。本发明用测位移装置直接测量导向杆与导向槽之间的相对位移，用弹簧测力计直接测量导向杆所受拉力值，测量精度高；由于在任意位移下均可读取导向杆所受拉力值，因此可以实现在任意要求位移下的吸力测量，测量过程简单。
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公开(公告)号：CN104913191B
公开(公告)日：2017-02-08
申请号：CN201510236376.7
申请日：2015-05-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种贮箱增压控制器，与主阀门、备份阀门以及贮箱相连，所述主阀门、备份阀门并联，其特征在于，包括主增压支路、备份增压支路和压力开关；主增压支路通过继电器的常闭触点与主阀门相连，用于在导通状态下为主阀门供电；备份增压支路通过继电器的常开触点与所述备份阀门相连，用于在导通状态下为备份阀门供电；继电器用于导通主增压支路或备份增压支路；压力开关，与继电器和贮箱相连，用于：在贮箱内气体压力始终处于预设的工作压力范围的状态下时，使继电器断电，进而使得该继电器导通主增压支路，在贮箱内气体压力超出预设的工作压力范围的状态下时，使继电器通电，进而使得该继电器导通所述备份增压支路。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106122543A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610570729.1
申请日：2016-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16K17/02
CPC classification number: F16K17/02
Abstract: 一种间隙隔开式安溢阀,由主阀、先导阀、引流管、连通管和引压管组成。主阀中主阀壳体、波纹管组合件、法兰盖之间通过螺栓组连接，主阀壳体、活塞、波纹管组合件共同组成主阀腔，波纹管组合件与法兰盖组成背压腔。先导阀中先导阀壳体、拉杆、膜片组成反馈腔，先导阀壳体、拉杆组成引流腔，反馈腔和引流腔之间存在间隙，单边间隙值≤0.015mm。所述安溢阀利用间隙将先导阀反馈腔和引流腔隔开，反馈腔通过引压管与贮箱气枕连接，采用贮箱气枕压力作为反馈信号，引压管通径Φ4mm长约10m；引流腔通过引流管与主阀腔连接。
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公开(公告)号：CN104696577A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310663462.7
申请日：2013-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
CPC classification number: F02K9/00
Abstract: 本发明的压力信号器，包括：壳体、膜片、硬芯、弹簧座、弹簧、调整盖、接管嘴、垫片、微动开关、支架、导线、插座，接管嘴与壳体之间通过螺纹连接，与垫片、膜片共同组成密封腔，硬芯放置于膜片上，弹簧座放置于硬芯上，弹簧由调整盖压紧在弹簧座上，调整盖通过螺纹与壳体连接，微动开关、插座安装在支架上，支架通过螺纹与调整盖连接，微动开关与插座之间通过导线连接。接管嘴上的气体入口设置在膜片的下侧，弹簧设置在膜片的上侧，压力信号器用弹簧作为调节打开、关闭压力的弹性元件。本发明可实现工作压力点的精确调节，且调值简单。由于弹簧与增压气体分别位于膜片的两侧，弹簧刚度不受增压气体温度变化的影响，提高了工作压力点的稳定性。
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公开(公告)号：CN101749465A
公开(公告)日：2010-06-23
申请号：CN200810203869.0
申请日：2008-12-02
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及气路阀门，公开了一种双阀座减压阀，包括：减压阀阀体，其内圆中心具有阀芯，两者的上下连接处构成节流口A和节流口B；上述节流口A端和阀芯的上端依次与减压阀敏感元件，外套螺母，调整垫片，下弹簧座，主弹簧，上弹簧座，钢球，调整螺钉，弹簧外套相连接；上述节流口B端和阀芯的下端依次与副弹簧，弹簧座，密封螺盖相连接；在阀芯一侧设置有进气口管嘴，通过软铝密封垫片与减压阀阀体密封。本发明解决了减压阀高压大流量工况下的结构问题，取得了耐腐蚀、耐超低温、耐超高压、密封性能好、工作可靠性高等有益效果。
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公开(公告)号：CN112377329A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011188762.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器安装于发动机推进剂入口与推进剂输送管之间，所述气体回收式液体火箭POGO抑制器包括主体、进气系统、排气系统和火箭中央控制器；所述主体通过推进剂输送管与液体火箭的推进剂贮箱连通；所述进气系统直接引用液体火箭增压系统气瓶的气体输出至所述主体；所述排气系统直接将所述主体内的气体排入推进剂贮箱气枕；所述火箭中央控制器控制所述进气系统和所述排气系统，使所述进气系统的气体流量与所述排气系统的气体流量匹配，所述主体内形成定容积气腔。本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器，解决现有金属膜盒式POGO抑制器容积小、承载低、无法变能量工作的问题。
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公开(公告)号：CN106568537A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610980972.0
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种电磁铁吸力测量装置，包括衔铁、配套工装、导向杆、测位移装置、弹簧测力计、牵引机构，所述导向杆与所述衔铁通过所述配套工装连接，沿被测电磁铁轴向滑动，所述测位移装置用以测量导向杆的位移，所述弹簧测力计用以测量所述导向杆沿被测电磁铁轴向所受到的吸力，所述牵引机构用以牵引所述弹簧测力计沿被测电磁铁轴向移动。本发明用测位移装置直接测量导向杆与导向槽之间的相对位移，用弹簧测力计直接测量导向杆所受拉力值，测量精度高；由于在任意位移下均可读取导向杆所受拉力值，因此可以实现在任意要求位移下的吸力测量，测量过程简单。
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