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公开(公告)号：CN105444591A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510866497.X
申请日：2015-12-01
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种消除低温推进剂储箱中热分层的换热喷射装置，该装置包括三套管式换热器、分液器、安装法兰及喷射器，三套管式换热器包括同心设置的内管、中间管及外管，内管、中间管与外管之间的夹层同时与分液器连通，构成三套管式换热器的一个双程换热通道，内管与中间管之间的夹层为三套管式换热器的另一个换热通道，且该夹层连通入口管与出口管，安装法兰同时与内管、中间管及外管焊接连接，且安装法兰中心开设与内管内部连通的开口，喷射器安装在外管外壁上，并和中间管与外管之间的夹层相通。与现有技术相比，本发明结构简单、换热效率高、喷射效果明显，可有效消除低温推进剂储箱中的热分层，达到辅助控制低温推进剂储箱压力的目的。
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公开(公告)号：CN103016908B
公开(公告)日：2015-09-30
申请号：CN201210538479.5
申请日：2012-12-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Inventor： 孙培杰
Abstract: 本发明公开了一种可变容积的多层隔热软罩，其用于常压条件下，包括：位于该软罩中间的隔热层，用于降低其两边的热传导以达到绝热的效果；与所述隔热层连接的保护层，用于保护隔热层不受外界环境影响；以及位于该软罩最外侧的防水层，用于阻止水分从外接环境进入该软罩内部结构；所述隔热层为多层，保护层和防水层分别设置为一层或多层，所述多层隔热层之间设有间隔层，所述各层之间填充有惰性气体。本发明可以根据需要设计成不同形状，组成不同体积大小的腔体，主要用于容积可变的常压高低温试验系统的绝热结构；本发明同时采用氩气充填，有效降低了常压多层绝热材料导热量，在常压时仍能维持较高的绝热性能，扩展了多层绝热材料的使用范围。
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公开(公告)号：CN117094070A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310170751.7
申请日：2023-02-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/08
Abstract: 一种姿控发动机热环境精细化设计方法，包括不同组合姿控发动机对箭体结构产生的热环境，实施以下步骤：根据姿控发动机飞行任务模式，获得姿控发动机组合工作形式；计算不同姿控发动机组合工作模式下的发动流场分布及喷流扩张角；分析姿控发动机喷流与结构流固耦合作用下的结构表面热流分布；根据结构表面热流影响，划分不同量级的热流影响区域；结合姿控发动机工作时间，形成分区域分时段的热流条件。
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公开(公告)号：CN111307485B
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202010165950.5
申请日：2020-03-11
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种基于蒸发量热器的蒸气冷却屏性能测试系统，涉及冷却屏性能测试系统领域，包括：量热器、热边界温度模拟屏、密闭腔室，所述量热器包括测试腔、上保护腔、下保护腔，所述上保护腔设置在所述测试腔的上方，所述下保护腔设置在所述测试腔的下方，所述上保护腔和所述下保护腔相互连通；所述热边界温度模拟屏套设在所述测试腔的外侧，被测试蒸气冷却屏套设在所述热边界温度模拟屏与所述测试腔之间；所述量热器和所述热边界温度模拟屏均设置在所述密闭腔室真空腔室内。通过本发明的实施，能够在不同热边界温度、不同真空度环境下，完整且准确地测试各类不同种类及结构形式的蒸气冷却屏。
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公开(公告)号：CN113324444A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110448763.2
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种运载火箭卫星整流罩空调送风口导流结构，包括导流板[1]、导流头[2]、连接支架[3]；导流板[1]为圆柱面形状，导流头[2]的形状为部分球面，且导流头[2]安装在导流板[1]上形成一个整体；该整体通过连接支架[3]与整流罩[4]连接，且导流头[2]所在球面的球心位于整流罩上空调送风管[5]的轴线上；导流板[1]所在圆柱面的轴线与整流罩的轴线重合，且在空调风方向上导流板[1]的投影为一圆形，该圆形直径为D。该导流结构能有效解决空调风直吹、罩内温度不均及卫星整流罩内壁结露问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111307485A
公开(公告)日：2020-06-19
申请号：CN202010165950.5
申请日：2020-03-11
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种基于蒸发量热器的蒸气冷却屏性能测试系统，涉及冷却屏性能测试系统领域，包括：量热器、热边界温度模拟屏、密闭腔室，所述量热器包括测试腔、上保护腔、下保护腔，所述上保护腔设置在所述测试腔的上方，所述下保护腔设置在所述测试腔的下方，所述上保护腔和所述下保护腔相互连通；所述热边界温度模拟屏套设在所述测试腔的外侧，被测试蒸气冷却屏套设在所述热边界温度模拟屏与所述测试腔之间；所述量热器和所述热边界温度模拟屏均设置在所述密闭腔室真空腔室内。通过本发明的实施，能够在不同热边界温度、不同真空度环境下，完整且准确地测试各类不同种类及结构形式的蒸气冷却屏。
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公开(公告)号：CN110159914A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910371258.5
申请日：2019-05-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适应月球表面的低温液体贮存蒸发控制系统和控制方法，包括：低温液体贮存和防漏热模块，用于低温液体的存放和减小外界向低温贮槽的漏热；泵驱动喷射混合模块，用于低温贮槽内低温液体的混合，消除热分层，冷凝气枕气体，控制贮槽压力；冷量供给模块，包括低温制冷机组、制冷回路A、制冷回路B、泵送换热器和冷却屏换热器，其中，所述低温制冷机组用于产生冷量，并传递给泵送流体与低温液体贮存和防漏热模块的冷却屏回路；测量、采集和控制模块，用于各类参数的测量、传感器数据的采集和系统的控制。本发明结合月球表面环境特点，采用被动蒸发控制和主动蒸发控制相结合的方法，实现月球表面低温液体在低温贮槽内的零蒸发贮存。
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公开(公告)号：CN105485834B
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201510854844.7
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提出一种临近空间密封舱的温度控制系统，包括：舱壁换热器，其布置在密封舱的舱壁上，用以获取舱外冷源；蓄冷换热器，其内具有蓄冷工质，其输入端通过液体管路连接所述舱壁换热器的输出端，其输入端或输出端处设有第一控制阀；第一旁通管路，其通过液体管路并联在所述蓄冷换热器两端，其上设置有第二控制阀；气液换热器，其用以和舱内换热，其输入端通过液体管路连接所述蓄冷换热器的输出端，其输出端通过液体管路连接所述舱壁换热器的输入端；以及采集控制器，用以控制所述第一控制阀和第二控制阀。本发明能够满足临近空间密封舱载人飞行在上升、停留、下降过程中的温度需要，解决外界环境变化距离对舱内温度影响的问题。
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公开(公告)号：CN106481482B
公开(公告)日：2018-07-06
申请号：CN201510528975.6
申请日：2015-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 本发明涉及一种小型液体发动机的防热导流结构,包括导流筒和防回火挡板。本发明产品采用高硅氧酚醛树脂复合材料模压方式成型，安装于舱体内小型液体姿轨控发动机喷管出口处，通过身部法兰与舱体连接，将发动机尾焰喷流导引至舱体外部，并在产品端面处安装了挡火板，防止真空状态发动机尾焰扩张后，导致回火而影响舱体内产品正常工作。本发明安装时不与发动机喷管直接接触，且产品导热率低、耐烧蚀，解决了必须安装在舱体内的小型液体发动机工作时尾焰喷流影响区域内产品正常工作的问题。
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公开(公告)号：CN105699413B
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201610104049.0
申请日：2016-02-25
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种工作于室温温区的用于热力学排气系统研究的模拟系统，其中储箱用于盛放推进剂，其上设置有推进剂输入管路与排气管路，换热喷射装置位于储箱内部，耦合了换热与喷射双重功能，加热器设置在储箱外侧，用于模拟储箱漏热，补气增压管路用于向储箱内增压，在储箱及储箱上设置的管路上设置有传感器，数据采集仪与传感器连接，采集传感器的数据并传输给计算机，计算机接收传感器的数据，并作逻辑判断后，通过逻辑控制器发送命令控制管路上阀门及循环泵的启闭，实现符合热力学排气规律要求的自动化控制。本发明工作在室温温区，系统结构简单、安全可靠，可有效用于实现流体在密闭容器内受热发生气液相变后的自增压及排气控压过程模拟。
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