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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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公开(公告)号：CN106402547A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201611031715.9
申请日：2016-11-18
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种低温自密封连接器，包括地面部分和箭上部分，地面部分包括：设于地面外壳体内的介质运输腔，介质运输腔内设有自密封控制组件，自密封控制组件用于驱动自密封筒进而驱动自密封部，自密封部上设有自密封顶杆；箭上部分包括：顶杆支撑座，顶杆支撑座一端固定于箭上内壳主体上，另一端用于与自密封顶杆接触以支撑自密封顶杆，箭上内壳体设于箭上外壳体内。自密封部用于与介质运输腔内台阶孔对接，实现的介质运输腔的密封；当所述气路腔内充气时，气体压力推动自密封控制组件驱动自密封筒带动自密封部远离箭上部分进而与台阶孔脱离，实现自密封面的开启。通过气体带动密封面开启，减小对接时操作负担，便于对接。
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公开(公告)号：CN105465506A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201510894808.3
申请日：2015-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16L15/04
CPC classification number: F16L15/04
Abstract: 本发明提供了一种充气接头，包括：第一接管嘴、第二接管嘴、转接主体；转接主体内沿中心轴分设有两个以中心轴中心对称的环形通气槽和盘形通气槽，以中心轴为对称轴相互对称设有偶数条直线通道，直线通道的两端分别与环形通气槽和盘形通气槽连通，盘形通气槽中心设有与第一接口连通的中心开孔，环形通气槽与第二接口连通；第一接管嘴沿中心轴设有中心通孔，中心通孔靠近第一插接部的一端与第一接口内的中心开孔对接；第二插接部沿径向中心对称设有偶数个气孔，第二接管的中心轴孔靠近第二头部的一端与外部连通，靠近第二插接部的一端通过气孔与环形通气槽连通。充气接头各向压力均自相抵消，不产生轴向力和径向力。
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公开(公告)号：CN102966748A
公开(公告)日：2013-03-13
申请号：CN201210462998.8
申请日：2012-11-16
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种浮动球头式截止阀，包括壳体、螺杆和密封帽，该壳体内设容置空间，螺杆和密封帽可设置在该容置空间内，并且，密封帽上可设置一凹槽，螺杆的螺杆头部刚好可容置在该凹槽内，所述螺杆与所述密封帽活动连接，所述螺杆向所述密封帽传递轴向力。这种截止阀解决了现有截止阀密封面磨损及球头与壳体不易对正导致阀门泄露的缺陷，提高了截止阀密封可靠。
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公开(公告)号：CN115065400B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202210666695.1
申请日：2022-06-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种用于运载火箭的降频通信方法，采用多个数据综合器；包括：每个数据综合器用于接收数据获取单元或其他数据综合器发送的数据；多个数据综合器组成多级树形拓扑结构，最后由一个数据综合器将所有的数据发送给发射机，且该数据综合器输出的数据总码率最高，与发射机的距离最近；所述多级树形拓扑结构中，每相连的两级数据综合器之间均产生一个周期的延迟，且该相连的两级数据综合器之间的距离，不超过数据综合器能够发送数据传输的最远距离。本发明降低了模拟信号的传输距离，减少了模拟信号在传输过程中受到干扰的可能性；有效避免通信速率提升带来距离的下降，并提高数据传输可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116191390A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211611861.4
申请日：2022-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种用于运载火箭的分区供电保护装置，包括相互并联的m路DC/DC模块；每路DC/DC模块均串联n个相互并联的熔断保护器；一次电源与所述m路DC/DC模块分别连接；所述一次电源经过所述DC/DC模块输出为不同电压值，形成电压分区，再经过所述熔断保护器后输出成为二次电源。本发明通过合理设计熔断保护器的数量和保护区域的划分，具有成本低、可靠性高、易于扩展、易于实现等优势。相比于以往的箭上供电保护技术，在发生短路时，故障面更小，对整体功能的影响也更小。
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公开(公告)号：CN115882732A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202310012038.X
申请日：2023-01-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供一种用于运载火箭换流设备的低纹波电源滤波方法，通过在输入和输出电源线与壳体之间接入电容，与线匝耦合电容构成形如分压器的电路，对开关电源纹波进行抑制。还包括在每片DC/DC电源输出口增加EMI滤波器，进一步抑制开关电源纹波和噪声。本发明提供一种结构简单、易于实现的低成本降低纹波方法。在不改变DC/DC模块内部电路的情况下，实现抑制电源电路中纹波的功能。并且该方法适应性强，易于拓展，可根据不同使用场景，增减模块及相关的电容和滤波器即可。
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公开(公告)号：CN115876039A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211298210.4
申请日：2022-10-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落系统，包括第一解锁脱落装置、第二解锁脱落装置、防回弹装置、缓冲装置和悬挂钢丝绳；第一解锁脱落装置的第一解锁脱落气缸通过瓜子链向锁紧机构施加作用力；防回弹装置包括的驱动机构安装在发射塔架上，通过回收钢丝绳和第一滑轮组与连接器地面部分连接；第二解锁脱落装置的第二解锁脱落气缸通过解锁脱落钢丝绳和第二滑轮组向锁紧机构施加作用力；缓冲装置设置于安装塔架上，用于对脱落后的连接器地面部分进行缓冲；悬挂钢丝绳的一端与发射塔架连接，另一端与连接器地面部分连接。本发明还提供了一种运载火箭空调送风连接器零秒脱落方法，实现了火箭零秒点火起飞后空调送风连接器快速可靠脱落。
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公开(公告)号：CN115822897A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211297002.2
申请日：2022-10-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种双向弹性蓄能机构，包括缸套组件、压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件，缸套组件内形成压缩腔和拉伸腔，压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件分别安装在所述压缩腔和拉伸腔内，压缩蓄能组件和拉伸蓄能组件均设置有弹性蓄能部件并分别在压缩腔和拉伸腔内密封有具有恒定压力的气体。在双向弹性蓄能机构受到外部拉伸或压缩力时，通过拉伸蓄能组件或压缩蓄能组件均可提供抵抗拉伸或压缩的作用力，使得弹性蓄能机构能够维持初始状态，并在外力撤除后恢复初始状态；进一步通过气体外部施加的作用力进行缓冲，同时可以通过调节压缩腔和拉伸腔内的气体压力调节蓄能力的大小。本发明能够实现双向弹性蓄能，同时适应性强。
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公开(公告)号：CN115659858A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211216717.0
申请日：2022-09-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种助推器干扰气动热工程分析方法，包括：根据飞行弹道计算结果，获取得到不同时刻的空气来流参数；根据不同时刻的空气来流参数，计算得到不同时刻下的助推球头的激波角度；根据计算得到的助推球头的激波角度，确定激波直接冲击区域、第一区域和第二区域；将第一区域简化为球头驻点，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；将第二区域简化为锥面，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；根据边界层外缘参数计算结果和冷壁热流密度计算结果，形成捆绑运载火箭锥形助推器干扰气动加热环境。本发明可在运载火箭论证、方案初期或多弹道迭代过程中，快速给出一轮干扰气动加热计算情况，供开展箭体防热设计，评估载荷和强度问题。
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