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公开(公告)号：CN118998613A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411184425.2
申请日：2024-08-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 电控安全阀、控制方法、计算机可读存储介质及程序产品，用于防止压力容器内压力超过承压极限，包括主阀、阀岛、控制器、压力传感器。主阀为气动截止阀，主阀气动控制腔与阀岛出气口A连通，主阀进气口与压力容器连通，主阀放气口直通大气；阀岛为三个相同的电磁阀组合成的复合式常开二位三通阀，阀岛进气口P与压力容器连通，阀岛泄气口T2、T3均通大气；控制器将压力传感器采集的压力容器压力值与程序设置的安全阀启闭压力值进行比较，并根据控制逻辑控制阀岛中电磁阀动作，实现主阀启闭，完成对压力容器压力控制。本发明提供的电控安全阀，压力控制精度高、压力可调区间大、放气流量大且可调、具有一度故障冗余功能，放气时无流固耦合振动。
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公开(公告)号：CN117869646A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311766048.9
申请日：2023-12-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种航天器用卸荷式永磁自锁电磁阀，用于控制航天器、运载火箭中增压输送系统中气路的通断。电磁阀采用先导式结构，开、闭线圈通脉冲电流控制衔铁朝不同方向运动，带动电磁头阀芯组件分离、压合引压口及卸荷口处密封止口，控制主阀背压腔内气体压力进而控制主阀打开、关闭。通过设置引压通道、引泄通道及各功能容腔，保证主阀密封副的密封力完全由介质压差作用力及弹簧力决定，对于永磁体的磁通设计可拥有较大裕度。衔铁运动至一侧限位位置后，线圈断电，由永磁体发出的磁通维持衔铁在一侧吸合，从而实现阀门打开、关闭状态的无源保持，降低航天器能耗，同时避免高真空环境下的线圈热量快速积聚问题。
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公开(公告)号：CN117869628A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311719970.2
申请日：2023-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的防回弹高压电爆阀包括壳体、切刀、销锁、密封座、弹簧座、卸荷阀芯、小弹簧、钢球、销锁杆和大弹簧；切刀置于壳体的内腔中；密封座、销锁杆和大弹簧依次设置于切刀内，密封座通过外螺纹与切刀锥形端连接，销锁杆一端插入密封座内，销锁杆另一端与大弹簧一端连接，大弹簧另一端与切刀连接；切刀设有锁紧槽，钢球和销锁置于该锁紧槽内，钢球与销锁杆接触，销锁压在钢球上；卸荷阀芯设置于密封座内，小弹簧固连在弹簧座上，小弹簧套在卸荷阀芯上，弹簧座与密封座连接；壳体内腔侧壁上设有销锁槽。本发明的防回弹高压电爆阀具备销锁结构，直接利用高压介质作用力实现锁紧，可有效防止起爆后切刀在高压作用下回弹。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115978248A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211605441.5
申请日：2022-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种自泄压单向阀，包括阀体和活阀。阀体内部设有腔体，且阀体上设有分别与腔体连通的输入孔和输出孔；输出孔连通腔体的一端，其开口设于输出面。活阀，设于腔体并与腔体滑动连接，活阀和腔体内壁之间设有弹簧，弹簧用于将活阀一端的端面抵靠于输出面，以封闭输出孔。活阀抵靠输出面的端面为关闭面，输出面部分内凹与关闭面配合形成环槽或关闭面部分内凹与输出面配合形成环槽，环槽与输入孔连通。活阀上设有连通外部的流道。工作状态下，气体在环槽处对关闭面施加的压力不大于第一阈值时，气体从流道离开腔体；当该压力大于第一阈值时，气体于环槽处推动活阀克服弹簧的阻力移动以打开输出孔。
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公开(公告)号：CN115711299A
公开(公告)日：2023-02-24
申请号：CN202211488210.0
申请日：2022-11-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种波纹管密封式电爆阀，包括具有内腔的壳体、电爆管、设有贯穿孔的螺塞、活塞、波纹管、两个接管嘴和推动件。螺塞的一端安装电爆管，另一端伸入内腔。活塞滑动连接于贯穿孔内，且一端伸出贯穿孔，由电爆管电爆燃气后推动。波纹管设于内腔内，且套设于螺塞和活塞外，一端与螺塞密封连接，另一端与伸出贯穿孔的活塞密封连接。两个接管嘴分别伸入内腔，接管嘴内的外接通道于内腔内连接有封闭结构。推动件设于内腔内，一端与活塞伸出贯穿孔的一端抵接，另一端设有与两个接管嘴分别对应的切刀，推动件上还设有连接通道；推动件由活塞推动并带动两个切刀分别切除两个封闭结构后，连接通道的两端分别与两个接管嘴的外接通道对接连通。
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公开(公告)号：CN116557656A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310335270.7
申请日：2023-03-31
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16L23/024 , F16L19/02 , F16L19/03 , F16L27/04
Abstract: 本发明涉及运载火箭供气装置领域，尤其涉及一种插拔式低温供气连接器。包括箭上接头、地面充气组件和地面支撑组件。连接器安装在箭体尾部，箭上接头一端与箭上供气管路相连，另一端插入地面充气组件中心孔中形成间隙配合，并通过弹簧蓄能式密封圈实现密封，充气阶段箭地之间通过施加力矩实现顶紧，起飞时自动分离；地面充气组件上另设有管接头用于地面供气；地面充气组件和地面支撑组件之间采用球头连接，在火箭起飞时可适应箭体的漂移和滚转。本发明具有结构简单、操作方便、密封可靠、适应性强的优点，可实现低温高压介质环境下的长时间供气和零秒脱落。
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公开(公告)号：CN115791145A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211215776.6
申请日：2022-09-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M13/003 , G05B17/02
Abstract: 本发明涉及基于半物理实时仿真系统的安全阀导阀调试系统，主阀虚拟试验系统实时采集并获取实物试验系统模拟的主阀入口和背压腔压力边界条件以仿真主阀虚拟试验系统各参数状态，电机控制器接收计算出的主阀开度、运动速度并驱动直线电机带动气动缸实时跟随仿真主阀开度、反馈主阀开度对背压腔压力的影响，从而实现导阀实物试验系统和主阀虚拟试验系统之间的状态耦合，达到基于半物理实时仿真系统测试导阀调试状态的目的。本发明使用主阀虚拟试验系统代替传统实物试验系统对导阀调试状态进行测试，可以大大降低因采用主阀实物试验系统带来的大流量供气系统搭建难度和成本，同时，还能提高导阀调试效率和批次质量稳定性、一致性。
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公开(公告)号：CN116842594A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310773344.5
申请日：2023-06-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/10 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及机械密封安全技术领域，尤其涉及一种接触式圆柱形‑锥面密封结构密封比压求解方法，包括：步骤S1：设计所述接触式圆柱形‑锥面密封结构的几何参数和所述几何参数的约束范围；步骤S2：依据所述几何参数，求解述圆柱形‑锥面密封结构的接触区域的接触宽度；步骤S3：依据所述接触宽度，计算所述圆柱形‑锥面密封结构接触区域的密封比压。本发明提供了一种接触式圆柱形‑锥面密封结构的密封比压求解方法，结合接触区域与几何参数之间的关联关系，得到接触式圆柱形‑锥面密封结构的密封比压求解方法。该方法求解迅速，可应用于半静密封结构设计，对提高弹簧式阀门零件的服役性能具有重要意义。
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