[实用新型]一种火箭空调管连接器牵拉稳定性工装有效
| 申请号： | 202321223514.4 | 申请日： | 2023-05-19 |
| 公开（公告）号： | CN219869324U | 公开（公告）日： | 2023-10-20 |
| 发明（设计）人： | 刘睿哲;布向伟;魏凯;王永刚 | 申请（专利权）人： | 东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司 |
| 主分类号： | F42B15/34 | 分类号： | F42B15/34 |
| 代理公司： | 北京中济纬天专利代理有限公司 11429 | 代理人： | 顾明月 |
| 地址： | 265100 山东省*** | 国省代码： | 山东;37 |
| 权利要求书： | 暂无信息 | 说明书： | 暂无信息 |
| 摘要： | 本实用新型公开了一种火箭空调管连接器牵拉稳定性工装，属于火箭辅助装备技术领域，包括：空调管、空调管连接器、牵拉绳、支撑架和具有配重滑块的牵拉工装；空调管连接器通过牵拉绳与配重滑块连接；配重滑块的重量大于牵拉绳的重量，小于空调管连接器的重量；牵拉工装配置成依靠配重滑块的重力作用，在空调管连接器解锁后，通过牵引牵拉绳使空调管连接器向远离箭体的一侧运动。本实用新型能够满足空调管连接器解锁后稳定脱离火箭整流罩，有效避免空调管连接器解锁后运动不稳定性导致的撞箭的风险。 | ||
| 搜索关键词： | 一种 火箭 空调 连接器 牵拉 稳定性 工装 | ||
【主权项】：
暂无信息
下载完整专利技术内容需要扣除积分，VIP会员可以免费下载。
该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息，商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司，未经东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司许可，擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作，请联系【客服】
本文链接：http://www.vipzhuanli.com/patent/202321223514.4/，转载请声明来源钻瓜专利网。
- 上一篇：一种网络接口注塑模具的冷却结构
- 下一篇：一种磁吸盖板及便携式马桶
- 同类专利
- 一种火箭空调管连接器牵拉稳定性工装-202321223514.4
- 刘睿哲;布向伟;魏凯;王永刚 - 东方空间技术（山东）有限公司;东方空间技术（北京）有限公司;东方空间（西安）宇航技术有限公司;东方空间（海南）科技有限公司
- 2023-05-19 - 2023-10-20 - F42B15/34
- 本实用新型公开了一种火箭空调管连接器牵拉稳定性工装，属于火箭辅助装备技术领域，包括：空调管、空调管连接器、牵拉绳、支撑架和具有配重滑块的牵拉工装；空调管连接器通过牵拉绳与配重滑块连接；配重滑块的重量大于牵拉绳的重量，小于空调管连接器的重量；牵拉工装配置成依靠配重滑块的重力作用，在空调管连接器解锁后，通过牵引牵拉绳使空调管连接器向远离箭体的一侧运动。本实用新型能够满足空调管连接器解锁后稳定脱离火箭整流罩，有效避免空调管连接器解锁后运动不稳定性导致的撞箭的风险。
- 一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法-202310797557.1
- 张晓林;郭凤明;王军旗;刘兴隆;孙目;徐应洲;孙敬波;赵小程;魏博昊 - 北京天兵科技有限公司
- 2023-06-30 - 2023-10-03 - F42B15/34
- 本发明提供一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法，该主动式液冷系统包括：第一动力系统，第二动力系统和导流器，第一动力系统的入口连接有第一管路，动力系统的出口连接有第二管路，第一管路与导流器的冷源流道的入口连接，第二管路穿过第二动力系统与导流器的冷源流道的出口连接；第一动力系统用于通过第一管路将液态系统工质导入冷源流道；导流器用于加热冷源流道内的系统工质，使得液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过第二管路流入第一动力系统；第二动力系统用于对第二管路中的气态系统工质进行冷却，为液态系统工质。本发明实施例通过在导流器内部设置冷源流道主动进行热量的传导，适应范围广。
- 飞行体冷却装置-202310709120.8
- 黄东男;李大永;周保成;邹天下;王斌;刘太盈 - 中铝材料应用研究院有限公司;上海交通大学;北京星航机电装备有限公司
- 2023-06-14 - 2023-08-25 - F42B15/34
- 本发明提供了一种飞行体冷却装置，包括：散热器，散热器包括内包覆板、外包覆板、散热片，内包覆板和外包覆板套设，散热片分布在内包覆板和外包覆板之间的冷却腔内，内包覆板贴合飞行体的前端外壳；第一集流环，第一集流环具有环状的第一储液腔；第二集流环，第二集流环具有环状的第二储液腔；第一配流组件，冷却液推动第一配流组件移动，第一环形口打开并均匀向冷却腔输入冷却液；第二配流组件，冷却液推动第二配流组件移动，第二环形口打开并将冷却腔内的冷却液均匀输出。采用本方案，飞行体冷却装置内形成了一个冷却液的循环，冷却液吸收外包覆板与空气摩擦产生的热量，避免了热量进入飞行体内部造成飞行体内部装置的损坏。
- 一种低温火箭自生增压系统-202123370294.1
- 胡峥;刘国林;韩伟;王义新;樊晓鸣;朱奕;曹聪;阮家麟 - 上海寰宇乾堃航天科技有限公司
- 2021-12-29 - 2023-04-28 - F42B15/34
- 本实用新型揭示了一种低温火箭自生增压系统，包括壳体以及设置在所述壳体内部的低温氦气储罐，所述壳体上设置有进液管以及排液阀，所述壳体内部还设置有用于所述低温氦气储罐内部温度控制的温度控制机构。本实用新型便于利用火箭燃料仓产生的高温烟气对低温氦气储罐进行加热，保证低温氦气储罐内、外部温度的稳定控制，提高反应能效。
- 一种整流罩调节机构-202223484586.2
- 姚照辉 - 空天推进(苏州)航空航天科技有限公司
- 2022-12-23 - 2023-03-31 - F42B15/34
- 本实用新型公开了一种整流罩调节机构，包括第一整流罩和第二整流罩，所述第一整流罩和第二整流罩接触面相固定，所述第一整流罩和第二整流罩的内部下端设置有固定板，所述第一整流罩、第二整流罩的底端设置有锁合结构，且第一整流罩和第二整流罩通过锁合结构与固定板相固定；本实用新型所述的一种整流罩调节机构，通过将摆动板进行摆动使得固定板与第一整流罩和第二整流罩锁合，根据需要调节摆动板的摆动幅度从而减小第一整流罩和第二整流罩加工误差带来的影响，火箭分离时可以将固定板与整流罩进行分离，各个推动块可以抵着第一整流罩和第二整流罩分离，保证整流罩与内部的设备成功分离。
- 适用于红外导弹供气机构的浮动装置-202110234310.X
- 刘龙涛;于喆;张兴勇;钟山;阎金贞;慕健铭 - 上海机电工程研究所
- 2021-03-03 - 2023-03-14 - F42B15/34
- 本发明提供了一种适用于红外导弹供气机构的浮动装置，包括周向限位环1与垂向限位环2；所述周向限位环1与垂向限位环2依次同轴连接并套于圆柱形的供气机构4上，周向限位环1与垂向限位环2均设置在发射筒壳体5的内部；所述周向限位环1与供气机构4之间存在周向间隙，所述周向限位环1与垂向限位环2之间存在轴向间隙，所述供气机构4上沿径向设置有支耳，支耳位于轴向间隙内部。本发明实现了供气机构与发射筒壳体的浮动连接，保证在导弹运输、舰载(或车载)值班等工况下，供气机构不承载，提高了产品可靠性，且确保导弹发射时，供气机构可靠分离，位于导弹外侧的部分不会干涉导弹出筒。
- 一种航天弹体防热结构的制备方法-201710701373.5
- 张卉梓;戈家荣 - 绍兴宝旌复合材料技术研发有限公司;绍兴宝旌复合材料有限公司
- 2017-08-16 - 2023-03-10 - F42B15/34
- 本发明涉及一种航天弹体防热结构的制备方法，由防热层本体、高温结构胶粘层、防热涂层组成，防热层与金属舱段通过高温结构胶粘层连接，外部涂有防热涂层。所述的防热层本体为高硅氧‑酚醛复合材料层压板。本发明应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点；经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。
- 一种新型液冷储热装置-202222537174.4
- 夏文娟;梁攀攀;黄胜利;李龙文;回方娇 - 中航光电科技股份有限公司
- 2022-09-22 - 2023-02-28 - F42B15/34
- 一种新型液冷储热装置，包括壳体、相变材料，所述壳体内包括用于流通冷却液的液冷流道、密封腔体，密封腔体内填充相变材料，液冷流道与密封腔体相互隔离。与现有技术相比，本实用新型有益之处在于：液冷散热是更加高效、稳定的散热解决方案，通过在该装置上设置液冷流道，可以满足火箭、导弹的导引头、处理机等设备在前期调试阶段，工作时间较长、热源功耗较高情况下的控温。该装置通过相变材料储热将导引头等设备的热量吸收，可解决此类设备正式工作时的发热问题。通过该装置的相变材料在设备高温时储存热量，低温时放热保护设备，不需要电加热膜等主动防护设备；本实用新型属于无源设备，简单可靠，重量轻、体积小，是解决此类问题的最佳方案。
- 电动舵机的主动散热系统及其散热方法-201911082437.3
- 唐德佳;穆成龙;黄民昌;陶键;顾建军;李兴勇 - 上海航天控制技术研究所
- 2019-11-07 - 2022-10-18 - F42B15/34
- 本发明涉及电动舵机的主动散热系统及其散热方法，电动舵机的主动散热系统包括控制器、压缩气瓶、密封火工品、伺服阀、导气喷管和温度传感器；所述温度传感器设置于电动舵机的散热部位，将实时测得的散热部位的温度传输给所述控制器；所述压缩气瓶通过所述密封火工品与所述伺服阀连接；所述导气喷管与所述伺服阀连接；所述密封火工品和所述伺服阀均与所述控制器连接。本发明的电动舵机的主动散热系统及其散热方法，精准对电动舵机的易发热器件、薄弱环节进行散热，保证飞行时间内舵系统部件在正常工作温度范围内，从而提高舵机工作可靠性。
- 主动冷却隔热罩系统以及包括其的载具-202080083708.1
- A·拉普萨;T·费尔德曼 - 斯托克太空科技公司
- 2020-08-27 - 2022-08-05 - F42B15/34
- 一种主动冷却隔热罩系统包括隔热罩、罐、泵、换热器，以及涡轮。隔热罩限定载具的迎风侧。罐储存冷却剂。泵接收来自罐的冷却剂并且输出加压冷却剂。换热器与隔热罩一体连接。换热器接收来自泵的加压冷却剂，将热从隔热罩传递至加压冷却剂以生成加热流体并输出该加热流体。涡轮包括入口、轴，以及出口。入口接收从换热器输出的加热流体。轴联接到泵并且包括涡轮叶片。轴在从换热器接收的加热流体作用在涡轮叶片上时旋转并向泵供能。出口输出加热流体。
- 一种高超声速导弹发动机定位孔热防护机构及方法-202210629703.5
- 牛艳萍;陈世乐;苏进展;杨智;郄伟;侯爱国;张慧玲;廖庆华;刘馨芳;赵燕燕 - 呼和浩特职业学院
- 2022-06-02 - 2022-07-29 - F42B15/34
- 本发明公开了一种高超声速导弹发动机定位孔热防护机构及方法，机构包括隔热塞、定位底座、弹簧。隔热塞位于发动机机体的基孔内，包括挡圈、封堵面，隔热塞与适配器定位销接触，可下移使适配器定位销插入定位孔；隔热塞底部安装有弹簧，可在适配器抛离时受弹力复位，挡圈受发动机机体或其附属连接件限制无法脱出；封堵面与外防热层形状一致。定位底座，安装在发动机基孔或基孔附属连接件上，对弹簧进行定位。还包括套筒，套筒内部为导向孔，隔热塞安装在所述导向孔内，导向孔顶部设置有限位环对隔热塞限位。方法包括隔热塞在适配器定位销插入时的缩入，适配器抛离时的封堵。本发明有效解决了导弹在高速、长时间飞行的导弹定位孔热防护问题。
- 伸缩鸭舵舱体间隙的热防护装置-202110908378.1
- 徐胜利;张迪;徐炜莉;许泉;韦亚利;王波兰;陈意芬;傅建明;梁伟;张记华;王鑫 - 上海机电工程研究所
- 2021-08-09 - 2021-12-03 - F42B15/34
- 本发明提供了飞行器热防护设计技术领域的一种伸缩鸭舵舱体间隙的热防护装置，包括防护机构、鸭舵件以及舵舱件，所述鸭舵件伸缩设置在所述舵舱件内，所述防护机构关于所述鸭舵件对称设置；所述防护机构包括密封部以及固定部，所述固定部与所述密封部连接设置，所述固定部固定设置在所述舵舱件内；所述鸭舵件伸展出所述舵舱件，所述密封部与伸展的鸭舵件接触设置；所述鸭舵件收缩入所述舵舱件内部，所述密封部挤压在缩入所述舵舱件内部的所述鸭舵件上下两侧，且所述密封部与所述舵舱件内壁紧贴设置。本发明通过设置密封部与固定部，方便有效的自适应密封部和鸭舵舱体之间的缝隙，实现鸭舵件和舵舱件之间的动密封，消除缝隙的气动热影响。
- 基于热解反应的热防护装置-202010942590.5
- 白博峰;李煜喆;来子湉 - 西安交通大学
- 2020-09-09 - 2021-10-01 - F42B15/34
- 本发明公开的一种基于热解反应的热防护装置，将碳酸氢铵固体制成颗粒或多孔介质贮存在高性能换热结构中构成热防护装置：在高温环境下，碳酸氢铵固体介质发生热分解反应，以焓变的形式释放冷量；紧接着，热解产生的多组分多相混合工质在容积受限的高温环境中吸热膨胀，压力大幅提升；最后，经过升压的混合工质在压力梯度作用下沿热防护装置的内流道流动，发生含有多次相变的强烈对流换热，进一步冷却高温壁面，通过碳酸氢铵热解释放的冷量、热解工质的相变传热大幅提升热防护能力。
- 一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置-202010024516.5
- 不公告发明人 - 星河动力（北京）空间科技有限公司;北京星河动力装备科技有限公司
- 2020-01-10 - 2021-07-16 - F42B15/34
- 一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置，由飞行器头罩、发生器固定支架、固体燃气发生器、燃气过滤及整流贮箱、气体调节及输送系统和气体分配装置组成；其中发生器固定支架用螺钉紧固在飞行器头罩上下两侧的内壁上，固体燃气发生器用螺栓紧固在发生器固定支架的中部右侧；燃气过滤及整流贮箱采用法兰与固体燃气发生器连接并采用O形圈密封；气体调节及输送系统与燃气过滤及整流贮箱采用管接头连接和球锥型面密封，气体分配装置与气体调节及输送系统采用管接头连接和球锥型面密封。本发明可得到温度较低、洁净、输送压力稳定的气体，能大大简化气源供应系统，大幅减轻飞行器头罩材料的烧蚀。
- 一种气凝胶内隔热层的缝隙处理方法-202010001421.1
- 王军辉;权成;杨洁颖;周玉贵;王子宁;张昊 - 航天特种材料及工艺技术研究所
- 2020-01-02 - 2021-07-02 - F42B15/34
- 本发明涉及一种气凝胶内隔热层的缝隙处理方法。所述方法为：(1)将多块气凝胶内隔热层之间通过斜面搭接成一个整体隔热层；(2)确定多块所述气凝胶内隔热层之间的搭接缝隙宽度并根据搭接缝隙宽度选择缝隙处理材料；(3)将选择的所述缝隙处理材料填充在多块所述气凝胶内隔热层之间的搭接缝隙之中，由此完成气凝胶内隔热层的缝隙处理。本发明方法在使用中将气凝胶内隔热层之间采用斜面搭接，容易实施后期的填充工艺，且能够将隔热材料充满缝隙；本发明方法工艺简单、可操作性强，经过试验验证可达到良好的隔热效果。
- 一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置-202020046624.8
- 不公告发明人 - 星河动力（北京）空间科技有限公司;北京星河动力装备科技有限公司
- 2020-01-10 - 2020-11-24 - F42B15/34
- 一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置，由飞行器头罩、发生器固定支架、固体燃气发生器、燃气过滤及整流贮箱、气体调节及输送系统和气体分配装置组成；其中发生器固定支架用螺钉紧固在飞行器头罩上下两侧的内壁上，固体燃气发生器用螺栓紧固在发生器固定支架的中部右侧；燃气过滤及整流贮箱采用法兰与固体燃气发生器连接并采用o形圈密封；气体调节及输送系统与燃气过滤及整流贮箱采用管接头连接和球锥型面密封，气体分配装置与气体调节及输送系统采用管接头连接和球锥型面密封。本实用新型可得到温度较低、洁净、输送压力稳定的气体，能大大简化气源供应系统，大幅减轻飞行器头罩材料的烧蚀。
- 冷却夹套的制备方法及冷却夹套-201811195521.1
- 宣智超;杨瑞康;袁宇;葛明和;侯雨果 - 北京蓝箭空间科技有限公司
- 2018-10-15 - 2019-02-19 - F42B15/34
- 本发明公开了一种冷却夹套的制备方法及冷却夹套。制备方法包括：提供铣槽内壁、丝材，其中所述铣槽内壁包括多条突肋，且所述多条突肋在所述铣槽内壁的外表面限定出供冷却液流动的多条冷却通道；将所述丝材紧密地缠绕于所述多条突肋的肋顶上，以将所述多条冷却液通道封闭，以及将所述丝材焊接至所述多条突肋的肋顶。该冷却夹套的制备方法，通过在铣槽内壁外缠绕丝材，极大地降低了对铣槽机加的工艺精度要求，降低了冷却夹套的制备工艺难度。
- 一种航天弹体防热结构-201721021842.0
- 张卉梓;戈家荣 - 精功（绍兴）复合材料技术研发有限公司
- 2017-08-16 - 2018-03-13 - F42B15/34
- 本实用新型涉及一种航天弹体防热结构，属于航天结构制造技术领域；由防热层本体、高温结构胶粘层、防热涂层组成，防热层与金属舱段通过高温结构胶粘层连接，外部涂有防热涂层。所述的防热层本体为高硅氧‑酚醛复合材料层压板。将本实用新型应用于航天弹体防热结构的制造，具有结构简单、重量轻、工艺成熟、成本低、操作门槛低等优点。经过多次飞行试验验证，产品结构工作正常，防热满足飞行要求。
- 多层结构防隔热一体化舱段-201120496217.8
- 吴华利;沈亚东;崔西峰;杨义军 - 国营红阳机械厂
- 2011-12-04 - 2012-07-11 - F42B15/34
- 一种多层结构防隔热一体化舱段，包括金属承力层、隔热层、加强筋和防热层，加强筋和金属承力层通过螺栓连接，加强筋相互交错构成网格结构，隔热层安装在加强筋之间的网格当中；防热层通过螺钉与加强筋连接。本实用新型提供的多层结构防隔热一体化舱段，采用防热层+隔热层+承力层的多层防隔热结构，按述结构制造的多层结构防隔热一体化舱段，适用于1000℃以内的热流环境，综合导热系数不大于0.1W/m.K。
- 一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法-201110394673.6
- 黄永勇;余书平;沈亚东 - 国营红阳机械厂
- 2011-12-02 - 2012-06-27 - F42B15/34
- 一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法，包括金属壳体，金属壳体外设有吸波材料，包括以下步骤：一、以与防热层材料相同的材料成型隔离层；二、将隔离层粘接定位在吸波材料表面；三、在金属壳体和隔离层外部缠绕成型防热层；四、去除一端多余的防热层和隔离层后，以粘接剂粘接隔离层和吸波材料；通过上述步骤，避免隔离层与吸波材料之间出现脱粘间隙。本发明提供的一种减少复合结构舱段脱粘的成型方法，通过采用上述的步骤成型的复合结构舱段未出现脱粘和开裂现象。舱段进行温度循环试验（-40℃～50℃），试验过程中和试验后均未出现脱粘现象。舱段在后续装配、周转、存放等过程中均未出现脱粘现象。
- 专利分类
