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公开(公告)号：CN115964852A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211463525.X
申请日：2022-11-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/11 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种火箭增压输送系统换热参数辨识方法和装置，包括：建立考虑换热、传质的闭式增压输送系统的非线性数学模型；通过基于正交试验的极差法，确定关键增压性能对所有位置换热参数的灵敏性，并从非线性数学模型中筛选出目标待辨识特征；确定目标函数，并采用混沌自适应粒子群算法对所述目标函数得到的辨识结果优化，得到优化后的辨识结果；对优化后的辨识结果进行验证、校核以及成效分析，确定换热参数。本发明能够从众多的换热项中识别出对增压性能影响较大的换热项，并对这些换热项的导热系数和对流换热关联式进行辨识，可以明显降低了增压用气量的设计值，减少了试验和设计迭代的成本，具备很好的应用前景和工程推广价值。
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公开(公告)号：CN109339981B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201811500795.7
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/50
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭煤油箱冷氦的增压系统，包括设置于液氧箱中并用于存储氦气的低温气瓶、设置于煤油箱内的增压管、表面设有出气孔的鼓泡器，低温气瓶浸没于液氧箱中的液氧内，增压管的输出端位于煤油箱的煤油内，增压管的输入端通过管道与液氧箱内的低温气瓶连通，鼓泡器浸没于煤油箱的煤油内，并且鼓泡器的输入口与增压管的输出口连通。本发明的运载火箭煤油箱冷氦的增压系统解决了冷氦气体直接增压时温度过低，煤油可能结冰的问题，增压时，低温氦气通过鼓泡方式流经常温煤油并被加温至常温状态，从而提高了低温氦气增压效率，节省了氦气使用量，减少了气瓶数量，降低了火箭发射成本，提高了火箭发射可靠性。
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公开(公告)号：CN114635810A
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202210317045.6
申请日：2022-03-28
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于复杂过载的低温推进剂在轨管理装置，涉及一种推进剂管理技术领域，包括第一贮箱、第二贮箱、网幕通道式液体获取装置、蓄留器与防晃荡装置、进/排气管道与阀组、蓄液腔、供液通道；所述第一贮箱内部设置有所述第二贮箱；所述网幕通道式液体获取装置对称布置于所述第一贮箱内部，与所述蓄液腔连接；所述蓄留器和防晃荡装置设置于所述第二贮箱底部；所述进/排气管道与阀组与所述第一贮箱和所述第二贮箱连接；所述蓄液腔位于所述第一贮箱的底部；所述供液通道设置于所述蓄液腔下方；具有稳定性强、供液效率高、能自修复等显著优点，适用于变重力加速度、多次启动以及长期微重力条件下的推进剂贮存、管理与使用。
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公开(公告)号：CN109339981A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811500795.7
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/50
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭煤油箱冷氦的增压系统，包括设置于液氧箱中并用于存储氦气的低温气瓶、设置于煤油箱内的增压管、表面设有出气孔的鼓泡器，低温气瓶浸没于液氧箱中的液氧内，增压管的输出端位于煤油箱的煤油内，增压管的输入端通过管道与液氧箱内的低温气瓶连通，鼓泡器浸没于煤油箱的煤油内，并且鼓泡器的输入口与增压管的输出口连通。本发明的运载火箭煤油箱冷氦的增压系统解决了冷氦气体直接增压时温度过低，煤油可能结冰的问题，增压时，低温氦气通过鼓泡方式流经常温煤油并被加温至常温状态，从而提高了低温氦气增压效率，节省了氦气使用量，减少了气瓶数量，降低了火箭发射成本，提高了火箭发射可靠性。
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公开(公告)号：CN118551489A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410516609.8
申请日：2024-04-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F18/15 , G06F18/2111 , G06F18/2135 , G06F18/231 , G06F18/2433 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/06 , G06N3/006 , G06F111/04
Abstract: 本发明实施例提供了一种液体火箭发动机测量参数选取方法，其特征在于，包括步骤：步骤1：构建发动机静态特性数学模型；步骤2：基于步骤1的所述发动机静态特性数学模型，通过输入不同类别、严重程度的故障，形成发动机的故障特征库；步骤3：构造对任一特征子集评价指标的计算模型；步骤4：采用离散多目标粒子群优化特征子集。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114635810B
公开(公告)日：2023-06-20
申请号：CN202210317045.6
申请日：2022-03-28
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种适用于复杂过载的低温推进剂在轨管理装置，涉及一种推进剂管理技术领域，包括第一贮箱、第二贮箱、网幕通道式液体获取装置、蓄留器与防晃荡装置、进/排气管道与阀组、蓄液腔、供液通道；所述第一贮箱内部设置有所述第二贮箱；所述网幕通道式液体获取装置对称布置于所述第一贮箱内部，与所述蓄液腔连接；所述蓄留器和防晃荡装置设置于所述第二贮箱底部；所述进/排气管道与阀组与所述第一贮箱和所述第二贮箱连接；所述蓄液腔位于所述第一贮箱的底部；所述供液通道设置于所述蓄液腔下方；具有稳定性强、供液效率高、能自修复等显著优点，适用于变重力加速度、多次启动以及长期微重力条件下的推进剂贮存、管理与使用。
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公开(公告)号：CN111207010B
公开(公告)日：2022-12-06
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：CN112377329B
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202011188762.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器安装于发动机推进剂入口与推进剂输送管之间，所述气体回收式液体火箭POGO抑制器包括主体、进气系统、排气系统和火箭中央控制器；所述主体通过推进剂输送管与液体火箭的推进剂贮箱连通；所述进气系统直接引用液体火箭增压系统气瓶的气体输出至所述主体；所述排气系统直接将所述主体内的气体排入推进剂贮箱气枕；所述火箭中央控制器控制所述进气系统和所述排气系统，使所述进气系统的气体流量与所述排气系统的气体流量匹配，所述主体内形成定容积气腔。本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器，解决现有金属膜盒式POGO抑制器容积小、承载低、无法变能量工作的问题。
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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：CN112377329A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011188762.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器安装于发动机推进剂入口与推进剂输送管之间，所述气体回收式液体火箭POGO抑制器包括主体、进气系统、排气系统和火箭中央控制器；所述主体通过推进剂输送管与液体火箭的推进剂贮箱连通；所述进气系统直接引用液体火箭增压系统气瓶的气体输出至所述主体；所述排气系统直接将所述主体内的气体排入推进剂贮箱气枕；所述火箭中央控制器控制所述进气系统和所述排气系统，使所述进气系统的气体流量与所述排气系统的气体流量匹配，所述主体内形成定容积气腔。本发明的气体回收式液体火箭POGO抑制器，解决现有金属膜盒式POGO抑制器容积小、承载低、无法变能量工作的问题。
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