-
公开(公告)号：CN106628265B
公开(公告)日：2019-09-27
申请号：CN201611178318.4
申请日：2016-12-19
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明涉及火箭氧箱冷氦增压系统中增压气瓶布置方法，将16个冷氦气瓶列状布置于氧箱内筒段，16个冷氦气瓶分3列布置，每列冷氦气瓶个数分别为5个、6个、5个，16个冷氦气瓶还构成层状设置，每一层上3个冷氦气瓶在氧箱圆周上相距60°，底层3个冷氦气瓶中心位置所处平面距氧箱后赤道面300mm，相连两层冷氦气瓶的间隔为678mm。与现有技术相比，本发明通过合理设计冷氦气瓶在液氧箱中的布置方式和数量，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，同时能够减少增压用氦气量，进而提高火箭运载能力，同时具有较高的安全可靠性。
-
公开(公告)号：CN106628265A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611178318.4
申请日：2016-12-19
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明涉及火箭氧箱冷氦增压系统中增压气瓶布置方法，将16个冷氦气瓶列状布置于氧箱内筒段，16个冷氦气瓶分3列布置，每列冷氦气瓶个数分别为5个、6个、5个，16个冷氦气瓶还构成层状设置，每一层上3个冷氦气瓶在氧箱圆周上相距60°，底层3个冷氦气瓶中心位置所处平面距氧箱后赤道面300mm，相连两层冷氦气瓶的间隔为678mm。与现有技术相比，本发明通过合理设计冷氦气瓶在液氧箱中的布置方式和数量，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，同时能够减少增压用氦气量，进而提高火箭运载能力，同时具有较高的安全可靠性。
-
公开(公告)号：CN116429463A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310274515.X
申请日：2023-03-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种多参数可调的低温注气式蓄压器试验装置，包括：输送管、蓄压器、供气组件、蓄压器充气和排气组件、输送管增压和泄压组件、液氮换热器、恒温水浴、气体组分测量密闭容器、真空泵、测量控制系统。本发明能够适用于大容积低温注气式蓄压器性能参数影响研究，可实现但不限于输送管压强变化率在0～30kPa/s范围内调节，有效考核变背压条件下注气式蓄压器在不同充气流量、充气温度、排气孔径、环境背压等参数下的工作性能，同时获得注气式蓄压器内低温液体损失流量、损失总量以及工作过程中注气式蓄压器内部的液面波动情况。
-
公开(公告)号：CN115540699A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211025464.9
申请日：2022-08-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F42B15/36
Abstract: 本发明提供了一种自适应型运载火箭级间导管分离装置，包括第二接头、球铰接头、下压块、上压块、压紧螺母、下底座、上底座、第一接头、密封圈。下底座安装在一级端框上，上底座安装在二级端框上，第一接头安装在上底座的安装孔中；下压块、上压块和球铰接头设置有球头的一端位于下底座的安装孔内；压紧螺母安装在下底座上，对下压块和上压块进行限位；第二接头、球铰接头和第一接头沿轴向开有中心孔；在一级端框和二级端框处于对接状态下，第一接头从一级端框的安装孔伸出插入球铰接头设置有球头的一端中，并通过密封圈密封。本发明实现运载火箭级间对接状态下级间导管间的可靠密封，以及火箭级间分离时级间导管间的可靠分离。
-
公开(公告)号：CN110748437B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN201910891164.0
申请日：2019-09-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种推进剂输送系统，包括贮箱，用于储存推进剂；输送管，输送管的第一端连接于贮箱的出料口，输送管的第二端连接于发动机的进料口；气动泵，设于输送管上，用于输送推进剂；高压气体部，用于储存高压气体；预压管，预压管的第一端与高压气体部的出气口相连，预压管的第二端与气动泵的进气口相连；预压管控制部，设于预压管上，用于开关预压管内的气体通道；增压管，增压管的第一端连接于气动泵的出气口，增压管的第二端与贮箱的进气口相连。本发明提高了推进剂的输送压力，对贮箱进行了增压，使整个增压输送系统体积小、重量轻。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115875401A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211504813.5
申请日：2022-11-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器阀门附件隔振装置，包括：安装板，用于安装阀门附件；连接板，用于与航天器舱壁连接，且与安装板相对设置；阻尼垫，设于安装板和连接板之间，且两端分别与安装板和连接板固连；若干弹性缓冲件，设于安装板和连接板之间且围绕阻尼垫设置，弹性缓冲件的两端分别与安装板和连接板固连。弹性缓冲件及阻尼垫使得整个装置的低阶模态频率降低，从而对航天器的高频振动有较好的隔离效果，同时阻尼垫使得振动能量耗散，阀门附件所处的振动环境相较舱壁位置而言有较强的削弱，阀门附件的振动响应减小，避免因振动带来的接口松脱和功能失效。且本装置不通过部件之间摩擦力来实现减振，可靠性和使用寿命高。
-
公开(公告)号：CN109595289B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN201811640756.7
申请日：2018-12-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16F9/34 , F16F9/32 , F16F15/04 , F16F15/023
Abstract: 本发明公开了一种防止高压气体冲击装置，包括：第一壳体、第二壳体、阀芯及弹性部。当高压气体从进口端进入，阀芯在高压气体作用下，阀芯的后端则抵住空心安装部的前端，空心安装部的进气口和阀芯的出气口连通，空心安装部周侧空间的气体不能进入空心安装部的进气口，高压气体仅能通过阀芯中心孔经由空心安装部中心孔到达出口。同时气体通过第一气路间隙、第二气路间隙、第一通气孔到达弹性部所在腔体，当阀芯后端所受气体压强作用力和弹簧作用力大于阀芯前端气体压强作用力时，阀芯向第一壳体移动，回到初始状态，此时出口端气体压力与进口端气体压力相同。本发明可以实现进口到出口的高压气体建压缓慢，避免高压气体冲击后续装置。
-
公开(公告)号：CN104675559A
公开(公告)日：2015-06-03
申请号：CN201310634534.5
申请日：2013-12-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F02K9/44
Abstract: 本发明的一种并联贮箱推进剂均衡输送系统，包括：一对联推进剂贮箱、一对输送支管、输送总管和发动机；推进剂贮箱内装有金属膜片；一对并联贮箱和一对输送支管以输送总管为中心对称布置；输送支管一端连于贮箱出口，另一端与另一根输送支管交汇后与输送总管相连，输送支管上安装节流元件，所述节流元件呈多孔结构，通过焊接方式安装于输送支管上。本发明的并联贮箱推进剂均衡输送系统具有结构设计简单，实施便利，抑制推进剂输送不均衡性效果明显的优势。
-
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。
-
公开(公告)号：CN111473174A
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN202010316937.5
申请日：2020-04-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16L19/03 , F16L19/028 , F16B39/02
Abstract: 本发明公开了一种耐推进剂的双道密封结构，密封结构包括：接管嘴、管接头、外套螺母、O形圈、铜垫片；其中接管嘴的一端和管接头的一端分别与推进剂输送导管固定连接，接管嘴的另一端与管接头的另一端相互匹配，相匹配的位置形成第一锥形密封槽和第二密封槽，O形圈设置于第一锥形密封槽，铜垫片设置于第二密封槽；外套螺母套设于管接头并与接管嘴固定连接，保证铜垫片与O形圈压缩所需的轴向力。本发明具有两道密封槽，且采用铜垫片和O形圈作为密封元件，使得密封结构具备耐350℃高温能力，并且具备重复使用和耐高低温循环能力，密封结构简单，装配要求低，满足密封漏率要求。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
15
records
(took 0.039 seconds)
