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公开(公告)号：CN107630769A
公开(公告)日：2018-01-26
申请号：CN201710693360.8
申请日：2017-08-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所 , 上海交通大学
Abstract: 本发明公开了一种火箭氧箱冷氦加温增压系统及方法，该方法为：一定数量的冷氦气瓶置于液氧储箱内，冷氦气瓶内的氦气经过滤器、电磁阀、减压器、节流圈和加热器后进入液氧储箱的气枕，进而实现对液氧的增压。本发明的优点在于：本发明中将冷氦气瓶中的氦气经过过滤、减压和加温等过程后进入液氧储箱的气枕，实现对液氧的增压，以保证发动机泵入口的压力要求。通过对冷氦增压系统的合理设计，在保证增压系统正常工作的情况下，不仅能够减轻增压系统自身重量，同时能够提升氦气的有效利用率，进而提高火箭运载能力，同时具有较高的安全可靠性。
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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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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：CN111207010A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN202010057319.3
申请日：2020-01-19
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种液氧温区冷氦直接增压地面试验装置及测试方法，装置利用液氮通过换热器冷却从氦气钢瓶组流出的氦气获得液氧温区的冷氦气，控制冷氦气流入试验贮箱进行增压排液，可记录增压排液过程中的流体压力、温度、流量等数据，观察液体流动及结晶状态，装置和方法可测量多种工况。冷氦直接增压地面试验装置，具体为常温高压氦气从氦气钢瓶组流出，经配气台减压后流入减压路，然后通过换热器与液氮进行换热，冷却至液氮温区，然后进入贮箱增压排液，当贮箱内液体排完时关闭气源及液氮，从而完成试验测量工作。装置和方法具备多工况测试功能，控制可靠，系统稳定，构造简单，测量精确。
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公开(公告)号：CN110566370A
公开(公告)日：2019-12-13
申请号：CN201910806833.X
申请日：2019-08-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种微重力环境小流量预冷系统，利用筛网结构的毛细作用，小流量的低温液体推进剂可以充填流体管理装置；同时，这部分充填进来的低温液体推进剂，被装置内的冷却换热器冷却至过冷液体；该部分过冷液体推进剂供给发动机预冷系统。本发明可在空间微重力环境下，实现空间环境多次启动前的低温发动机小流量预冷，并且可适用于多种预冷方案，包括排放预冷、浸泡预冷以及循环预冷。本发明的空间微重力环境预冷技术，不需要常规辅助推进系统提供沉底正推力，可节省常规推进剂消耗量；此外提升预冷低温推进剂品质，确保循环预冷泵正常启动、预冷过程不夹带气体，提升总体性能和可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110030115A
公开(公告)日：2019-07-19
申请号：CN201910236622.7
申请日：2019-03-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种推进剂贮箱组合增压系统，由贮箱、输送管、发动机、气体蒸发器、自生增压管、压力信号器、气瓶、控制电阻盒、电磁阀、节流孔板和单向阀组成。推进剂由贮箱底部经输送管进入发动机，发动机引出一小部分推进剂至气体蒸发器，气体蒸发器将推进剂加热气化后由自生增压管回到贮箱顶部的气枕空间进行增压，该部分为推进剂蒸气自生增压。同时压力信号器实时感受贮箱的气枕压力，当气枕压力低于设定值时，压力信号器指挥控制电阻盒内的继电器闭合进而向电磁阀供电。惰性气体贮存在高压气瓶中，电磁阀通电打开后，高压气体经节流孔板减压节流再顶开单向阀进入自生增压管，最终进入贮箱气枕空间进行补压，该部分为惰性气体补压。
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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：CN109253773A
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201810895742.3
申请日：2018-08-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01F17/00
Abstract: 本发明提供了一种推进剂体积在轨测量装置，包括贮箱、驱动电机、偏心轮、金属波纹管、连杆、差压传感器、数据处理器和定压力气包；所述贮箱用于贮存推进剂，所述驱动电机与偏心轮的轴心相连；所述连杆有上下两端，上端与偏心轮相连，下端与金属波纹管底部相连；所述差压传感器有两个输入端，分别与贮箱顶部和定压力气包相连，1个输出端与数据处理器相连，同时驱动电机还与数据处理器相连以输出转角数据。采用差压传感器结合定压力气包测量贮箱压力装置后，提高了传感器对金属波纹管伸缩引起的贮箱压力的微小变化的敏感性，从而提高推进剂体积测量的精度。
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公开(公告)号：CN106567791B
公开(公告)日：2018-04-06
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
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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公开(公告)号：CN104676157B
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201310634533.0
申请日：2013-12-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开一种管路密封装置,该装置包括有法兰，与高压力端连接的法兰缺口，与所述法兰相互配合的法兰盘，与所述法兰盘相联接的法兰环，设置于所述法兰盘内部的法兰槽，其特征在于在所述法兰槽内放置可变形的金属U形圈，将所述法兰槽分割成两个外腔和一个内腔，所述内腔通过所述法兰缺口与高压力端连通，所述外腔处于正常大气压下，通过所述内腔和外腔压力差使所述U形圈变形，使所述U形圈上脚和下脚分别与所述法兰盘和法兰槽的密封面接触实现密封。通过压力作用，本发明可实现低温大直径管路的差压密封，防止其在低温下失效，提高了密封的可靠性。
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