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公开(公告)号：CN113446130A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110655104.6
申请日：2021-06-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后，进行机动离轨；机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压，辅助动力系统持续工作，对末级进行姿态控制，消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作，对末级电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路。
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公开(公告)号：CN110159914B
公开(公告)日：2021-04-23
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：CN110360441A
公开(公告)日：2019-10-22
申请号：CN201910573893.1
申请日：2019-06-28
Applicant: 浙江大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种空间液氢储罐排气冷量利用系统，包括：按照工质流向，与空间液氢储罐气体出口依次相连的压缩机、缓冲罐、节流阀和气液分离器，所述气液分离器的液体出口通过带有单向阀的管路与所述空间液氢储罐液体入口单向导通，所述气液分离器的气体出口与蒸发器入口相连，蒸发器出口与所述压缩机入口相连。本发明利用液氢储罐受热蒸发产生的气氢冷量，回收部分液氢，剩余气氢冷量用于冷却液氢储罐外部，消除环境漏热，减少了预冷机构工作时长，降低系统能耗，提高了系统效率，同时有利于液氢储罐可靠性提高。
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公开(公告)号：CN105674038B
公开(公告)日：2019-02-01
申请号：CN201610105353.7
申请日：2016-02-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所 , 上海交通大学
Abstract: 本发明公开了一种用于长期在轨贮存低温液体的装置及其冷却方法，该装置包括：贮存箱、箱外主动热防护装置及箱内主动冷却装置，贮存箱用于贮存低温液体；箱外主动热防护装置设置于贮存箱的外部，用于利用循环介质对贮存箱的外壁进行循环冷却；箱内主动冷却装置设置于贮存箱的内部，用于对贮存箱内的低温流体进行循环冷却和控制箱内压力。该方法包括：利用循环介质在设置在贮存箱外的箱外主动热防护装置中循环，对贮存箱的外侧进行冷却；贮存箱中贮存的低温液体在设置在贮存箱内的箱内主动冷却装置中循环，对贮存箱内的低温气体和液体进行冷却，降低箱内压力。本发明通过内外双重主动的方式对贮存箱进行冷却，实现了低温液体长期在轨的零蒸发贮存。
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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：CN106481922A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610981668.8
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
CPC classification number: F16L37/62 , F16L37/008 , F16L37/40 , F16L43/02 , F16L59/184 , F16L59/22
Abstract: 本发明公开一种自密封低温连接器，用于低温介质管路与低温贮箱之间的连接，包括固定部分、主体部分和弯管部分，其中：所述固定部分通过第一法兰安装在存储低温介质的贮箱上；所述主体部分一端通过气缸组件与所述固定部分连接锁紧或分离，另一端通过第三法兰与所述弯管部分连接；所述弯管部分通过第五法兰与输送低温介质的管路连接。本发明取得了自密封低温连接器可实现手动对接自动分离，操作便捷安全可靠，分离后能自动密封防止低温介质泄漏、防止外界多余物进入加注管路等有益效果。
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公开(公告)号：CN104696557B
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201310640824.0
申请日：2013-12-04
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16K17/06
Abstract: 一种高精度压力调节器，包括膜盒组件、活门组件、接管嘴、阀芯、阀体、接管嘴、O胶圈、螺母、下弹簧座、套筒、弹簧、上弹簧座、调整螺钉、挡圈、垫片、氟塑料环、压板、接管嘴、垫圈和螺母；所述压力调节器的入口处接气瓶增压气体、出口处接贮箱增压管路；其特征在于所述阀体上设置有反馈腔，采用贮箱气枕压力作为反馈信号，调节节流口开度，所述压力调节器入口与反馈腔之间通过氟塑料环密封连接。本发明克服了现有技术中压力调节器调节灵敏度不高及工作流量可调裕度较小的问题，大大提高了压力调节器的调节精度。
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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：CN104696555A
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310640889.5
申请日：2013-12-04
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16K17/04
CPC classification number: F16K17/04
Abstract: 一种高压大流量氦气减压阀，包括垫片、阀盖、壳体、阀芯、挡圈、O胶圈、下弹簧座、调整垫片、螺盖、套筒、弹簧、上弹簧座、调整螺钉、锁紧螺母和螺塞，其特征在于所述壳体上设置有用于控制所述阀芯与壳体之间的节流口开度的反馈腔C，所述反馈腔C与低压腔A之间通过反馈孔B连通，反馈孔B处的螺塞上设置了阻尼孔E。本发明解决了高压大流量氦气减压阀在减压过程中振动和卡滞的问题，提高了氦气减压阀的可靠性。
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公开(公告)号：CN114264199B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202111394988.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/00
Abstract: 本发明提供了一种基于通用芯级的组合体回收火箭总体构型，包括如下部件：一级两台液氧煤油发动机、一级尾翼、一级尾段、一级后过渡段、一级煤油箱、一级箱间段、一级液氧箱、栅格舵、一二级级间段；二级两台液氧煤油发动机、二级煤油箱、二级箱间段、二级液氧箱、仪器圆盘、支承舱、适配器、包带连接解锁装置；两枚通用芯级助推器，每枚通用芯级助推器包括头锥、栅格舵、反作用推力系统、液氧箱、箱间段、煤油箱、后过渡段、两台液氧煤油发动机、尾段、着陆缓冲机构；前、中、后捆绑连接装置；卫星整流罩；设置于芯一级和助推器箱间段的反推火箭；设置于二级煤油箱的正、反推火箭。本发明在国内首次实现通用芯级组合体回收，提供了一种高效、可靠的组合体火箭回收方案，能够提高火箭落区安全性、大幅降低火箭发射成本。
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