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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113639945B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202110721144.6
申请日：2021-06-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明涉及一种复杂动力学环境条件下的时频转换技术，具体是基于经验模态分解方法，将复杂时域动力学环境转换为频域动力学环境，真实反应实际的力学环境特征，同时便于地面开展动力学环境模拟试验，提升产品总体设计水平，可适用于运载火箭、航天器、交通运输、机械制造等领域的动力学环境试验条件设计。
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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：CN116878460A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310592655.1
申请日：2023-05-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种发射台火箭支撑面水平度调节测量装置及方法。该装置包括台体(1)、支撑臂、水平度检测装置(3)，所述支撑臂设置在台体(1)，具有升降功能，具备上下运动的位移传感器，水平度检测装置(3)的支腿(3‑4)放置在相邻两个支撑臂的支撑面上。该方法包括1)利用水准仪测量支撑臂上端面的高度；2)根据测量结果计算出支撑面水平度；3)如不满足目标值，通过支撑臂自带位移传感器控制四个支撑臂进行上、下运动，并返回步骤1)；4)水平度检测装置(3)读取两两相邻的四组水平度，均需满足设计值，否则返回步骤1)；5)完成本次水平度的调整。本发明具有测量精度高、测量方法简单可靠等特点、可有效满足运载发射的需要。
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公开(公告)号：CN116561886A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310410706.4
申请日：2023-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F18/20 , G06F123/02
Abstract: 本发明公开了一种基于时序分析的固液火箭设备纵向正弦条件设计方法，包括：获取液体发动机地面试车时发动机上常平座或机架与舱段对接处振动响应时域曲线、以及固体发动机地面试车时固体发动机后裙处振动响应时域曲线；对获取的两个振动响应时域曲线分别进行预处理，得到第一、第二冲击响应谱等效正弦数据；对第一、第二冲击响应谱等效正弦数据进行包络；依据纵向传递特性，得到固液捆绑运载火箭其他各舱段上仪器设备的验收级纵向正弦振动试验量级；基于安全系数T，得到鉴定级纵向正弦振动试验量级。本发明所述方法可在运载火箭论证、方案初期快速给出固液捆绑运载火箭各舱段上单机设备的纵向正弦振动试验条件，供单机设备选型和方案设计。
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公开(公告)号：CN116296179A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310189226.X
申请日：2023-03-02
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种蓄压器膜盒随机振动试验条件设计方法及装置，包括：获取蓄压器膜盒与蓄压器壳体安装界面高频振动加速度飞行遥测时域数据；选取多段飞行平稳段时域数据进行带通滤波，并作功率谱密度处理分析；将多段飞行平稳段功率谱密度数据作最大包络处理；基于飞行平稳段功率谱密度最大包络数据，设计验收级随机振动试验条件；基于验收级随机振动试验条件，确定鉴定级随机振动试验条件，完成蓄压器膜盒随机振动试验条件设计。本发明通过设计得到蓄压器膜盒单独开展地面振动试验时的随机振动试验条件，可改善蓄压器整体进行地面振动试验带来的蓄压器膜盒过试验情况，降低蓄压器膜盒的结构设计难度和地面过试验风险。
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