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公开(公告)号：CN111121560B
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN201911353685.7
申请日：2019-12-25
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种火箭舵面折叠展开旋转驱动装置，包括具有初始锁和到位锁功能的作动筒、齿条齿轮机构、旋转锁定机构、转动机构及直线舵机；外围设备为箭身、舵面及舵面旋转轴；作动筒固定在箭身内壁，作动筒的活塞杆与齿条齿轮机构销连接，齿条齿轮机构通过旋转锁定机构与舵面转动连接，内部的舵面旋转轴与旋转锁定机构固定连接。本发明节省火箭内部径向安装空间、小型化、轻量化且能适应大负载的舵面折叠展开。
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公开(公告)号：CN107663444A
公开(公告)日：2018-02-06
申请号：CN201611208426.1
申请日：2016-12-23
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: C09K5/04
CPC classification number: C09K5/044 , C09K5/04 , C09K2205/122
Abstract: 本发明公开了一种适用于-45℃～90℃温区的复合制冷剂，属于制冷领域。该复合制冷剂具有低毒、不燃、不爆的优点，使用安全可靠。该复合制冷剂在-45℃的低温下压力不低于0.7MPa，90℃的高温下压力不高于4.0MPa，可以保证开式节流制冷系统在-45℃的低温下的启动压力，同时制冷剂在90℃的高温时仍具有较高的气化潜热。该复合制冷剂用于开式节流制冷系统时，自身可维持一定压力，保证制冷剂流向冷却部件，不需要附加增压及管路，系统简单可靠。该复合制冷剂可保证在-45℃～90℃温区可靠工作，同时单位制冷剂制冷量大，有利于开式制冷系统小型化、轻量化。
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公开(公告)号：CN103224027A
公开(公告)日：2013-07-31
申请号：CN201310145221.3
申请日：2013-04-24
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: B64D13/08
Abstract: 本发明涉及一种双向槽道并联式端框制冷装置，属于低温制冷领域。所述装置包括四层框体和夹片，每层框体均在一面上刻有镜像对称的“匚”字形冷却剂槽道，其中第一层框体刻有槽道的一面朝下，第二、三、四层框体刻有槽道的一面朝上；所述夹片位于第一层和第二层框体之间，使两层框体的冷却剂槽道隔开，形成两层管路；四层框体焊接在一起使冷却剂槽道密封，形成四层镜像对称的“匚”字形密封管路；且第一、二层管路之间，第二、三层管路之间和第三、四层管路之间相互连通。装置没有功耗及电源供给问题，成本相对较低，适用性强。
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公开(公告)号：CN105737691A
公开(公告)日：2016-07-06
申请号：CN201610087526.7
申请日：2016-02-16
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: F42B35/00
CPC classification number: F42B35/00
Abstract: 本发明涉及一种热流模拟装置，特别涉及一种高速导弹外热流模拟装置。一种高速导弹外热流模拟装置，技术方案是，高频加热装置提供的感应电流，感应线圈产生磁束，使加热块产生涡流，迅速被加热，加热块上表面温度即为需要模拟的高速导弹热外壁面温度；铠装铂电阻采集加热块上的温度信息，温度控制器进行逻辑判断，当采集到的任一点温度高于设定阈值时，温度控制器调低高频加热装置的工作频率，当采集到的任一点温度低于设定阈值时，温度控制器调高高频加热装置的工作频率。本发明能准确的模拟高速导弹外壁面的温度边界条件，升温速度快，满足实际使用中对高速导弹热防护试验件的温度要求，具有重要的军事工程应用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116456692A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310521792.6
申请日：2023-05-10
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: H05K7/20
Abstract: 本发明公开了一种基于气液相变的泵驱主动冷却装置及气液相变冷板，该气液相变冷板在冷板框体内安装有相变冷板和泡沫金属，冷板框体设置有与相变腔体连通的入口和出口；气液相变制冷剂能够在液态和气态之间变换；相变冷板内设置有液冷流道；泡沫金属用于吸附液态的气液相变制冷剂；气液相变冷板具有循环散热模式及相变散热模式；当气液相变冷板处于循环散热模式时，通过液态的气液相变制冷剂在液冷流道中循环流动进行散热；当气液相变冷板处于相变散热模式时，通过泡沫金属中的液态气液相变制冷剂发生相变进行散热。上述气液相变冷板能够在不增加额外体积、重量的情况下，通过液冷和气液相变使弹载电子设备的温度始终维持在要求范围内。
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公开(公告)号：CN112665209B
公开(公告)日：2022-06-03
申请号：CN202011494492.6
申请日：2020-12-17
Applicant: 西安交通大学 , 兰州空间技术物理研究所
Abstract: 本发明公开一种温度精准响应的热力学排气系统及其控制方法，贮箱中布置多组温度传感器，所有喷嘴均安装电磁阀，数据采集器采集温度传感器数据传输给计算机，计算机通过逻辑运算控制喷嘴的通断，当局部区域的当量温度超过临界饱和温度时，对应喷嘴开启，低温流体从喷嘴流出冷却相应区域，实现点对点精准控温控压；通过获取不同位置贮箱内壁面温度，根据温度差异采取不同温度响应策略，控制各喷嘴的通断，从而降低了低温循环泵抽取推进剂所需的功，减少了低温推进剂的循环流量和排气损失，实现了对贮箱内高温区域的精准响应。
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公开(公告)号：CN107663444B
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201611208426.1
申请日：2016-12-23
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: C09K5/04
Abstract: 本发明公开了一种适用于‑45℃～90℃温区的复合制冷剂，属于制冷领域。该复合制冷剂具有低毒、不燃、不爆的优点，使用安全可靠。该复合制冷剂在‑45℃的低温下压力不低于0.7MPa，90℃的高温下压力不高于4.0MPa，可以保证开式节流制冷系统在‑45℃的低温下的启动压力，同时制冷剂在90℃的高温时仍具有较高的气化潜热。该复合制冷剂用于开式节流制冷系统时，自身可维持一定压力，保证制冷剂流向冷却部件，不需要附加增压及管路，系统简单可靠。该复合制冷剂可保证在‑45℃～90℃温区可靠工作，同时单位制冷剂制冷量大，有利于开式制冷系统小型化、轻量化。
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公开(公告)号：CN112665209A
公开(公告)日：2021-04-16
申请号：CN202011494492.6
申请日：2020-12-17
Applicant: 西安交通大学 , 兰州空间技术物理研究所
Abstract: 本发明公开一种温度精准响应的热力学排气系统及其控制方法，贮箱中布置多组温度传感器，所有喷嘴均安装电磁阀，数据采集器采集温度传感器数据传输给计算机，计算机通过逻辑运算控制喷嘴的通断，当局部区域的当量温度超过临界饱和温度时，对应喷嘴开启，低温流体从喷嘴流出冷却相应区域，实现点对点精准控温控压；通过获取不同位置贮箱内壁面温度，根据温度差异采取不同温度响应策略，控制各喷嘴的通断，从而降低了低温循环泵抽取推进剂所需的功，减少了低温推进剂的循环流量和排气损失，实现了对贮箱内高温区域的精准响应。
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公开(公告)号：CN111121560A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN201911353685.7
申请日：2019-12-25
Applicant: 兰州空间技术物理研究所
IPC: F42B10/14
Abstract: 本发明公开了一种火箭舵面折叠展开旋转驱动装置，包括具有初始锁和到位锁功能的作动筒、齿条齿轮机构、旋转锁定机构、转动机构及直线舵机；外围设备为箭身、舵面及舵面旋转轴；作动筒固定在箭身内壁，作动筒的活塞杆与齿条齿轮机构销连接，齿条齿轮机构通过旋转锁定机构与舵面转动连接，内部的舵面旋转轴与旋转锁定机构固定连接。本发明节省火箭内部径向安装空间、小型化、轻量化且能适应大负载的舵面折叠展开。
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