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公开(公告)号：CN119538787A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411626522.2
申请日：2024-11-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G06F30/28 , G01M9/08 , G01M15/00 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种发动机高空模拟试验全系统流场性能仿真方法，主要解决现有方法无法准确地获取试验系统真实性能的技术问题。本发明包括以下步骤：【1】对发动机高空模拟工作稳定性的仿真计算；【2】对发动机高空模拟降温特性分布的仿真计算；【3】完成不同工况下的发动机高空模拟工作特性仿真计算；【4】根据上述仿真结果优化试验系统的设计方案，实现发动机高空模拟试验全系统流场性能仿真分析。通过该方法可全面准确地分析试验系统方案的准确性及可行性，从而验证发动机高空模拟试验系统总体方案的正确性，保证试验系统的性能要求，最终完成发动机试验任务考核。
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公开(公告)号：CN117028078A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310931812.7
申请日：2023-07-27
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种姿控发动机高空模拟点火瞬间热环境振动测试系统及方法，用于解决现有技术在高温环境下时，因受到发动机外壳金属材料发射出的辐射光谱、加热系统石英灯管产生的杂散光、热空气对流及温度等外部因素的影响，而使得激光测振系统的测量准确度下降，导致测量数据不具备参考性等技术问题。本发明的振动测试系统包括红外加热灯阵、激光测振装置、数据采集装置、标准振动装置和隔热装置，其中标准振动装置包括标准振动台、加速度计及至少一个传力杆；隔热装置为开口远离待测姿控发动机一侧的半包围结构，标准振动台位于半包围结构内部；每个所述传力杆的一端与标准振动台连接，另一端穿过隔热装置与待测姿控发动机连接。
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公开(公告)号：CN114018585B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202111371723.9
申请日：2021-11-18
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟技术领域，具体为一种热环境装置，以解决现有技术中存在的灯管在真空条件下长时间高功率工作过程中，会出现涂层发黑，导致背面温度聚集，极易造成灯管高温软化甚至断裂；在使用自来水或者消防水冷却时，供水压力不足，容易在热环境装置的高温冷却通道处造成气堵等问题。该装置包括包括隔热板、回防火板、支撑框架、灯阵、冷却系统，支撑框架包括第一框架、第二框架、第三框架与第四框架，冷却回路包括结构不相同的第1路冷却水回路、第2路冷却水回路来对灯阵进行冷却降温。
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公开(公告)号：CN116123440A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211628351.8
申请日：2022-12-17
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种姿控动力系统中用于差动贮箱的液体推进剂加注系统及方法，以解决目前差动贮箱在加注推进剂时对加注前贮箱液腔容积、贮箱真空度、推进剂加注量及贮箱结构防护等方面的特殊要求。该系统包括加注操作台、吹除阀、加压组件、推进剂贮罐和高精度电子秤。该方法包括：1、液腔扩容阶段；2、抽真空阶段，加注操作台同时对差动贮箱的气腔和液腔、第一管路组件和第二管路组件进行抽真空，记录初始总质量m1；3、加注推进剂阶段，加注操作台维持对差动贮箱的气腔和第二管路组件的抽真空，至高精度电子秤显示目标总质量M，完成加注。
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公开(公告)号：CN114251194A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111384480.2
申请日：2021-11-18
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种金属隔膜贮箱推进剂加注系统及方法；为了解决现有技术中存在的若贮箱在推进剂加注时，膜片两侧的压差过大导致膜片损坏，并且由于在加注过程中经常出现管路夹气，导致加注的质量与精度低的问题；本发明提出了一种金属隔膜贮箱推进剂加注统，包括真空泵、气腔加注连接器、液腔加注连接器、加注容器、回收容器及相互之间连接的管路，通过贮箱两侧的管路实现气液两腔同时抽真空，通过加注容器连接的管路外接增压设备，实现对管路系统的预加注；本发明还提出了一种金属隔膜贮箱推进剂加注方法，首先对贮箱气液两腔同时抽真空，其次进行管路预填充与管路排气放液，随后进行贮箱加注，最后将整个管路内的推进剂挤压到回收容器内。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112916682A
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN202011469783.X
申请日：2020-12-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种测压导管的弯制工具，解决了手工在钳工台上弯制测压导管，导致测压导管的焊缝处产生损害及达不到航天标准的通球要求的问题。本发明所提供的弯制工具包括承力部分、施力部分。承力部分包括承力手柄、承力支座、承力环、挡块，承力支座的侧面开设有与承力手柄连接的内螺纹，承力轴上套设承力环，挡块插入第一开孔；施力部分包括施力手柄、施力环，施力手柄上设置施力轴以及连接孔，施力手柄套设在承力轴上，施力轴上套设施力环；承力环与施力环外表面都开设有环槽。测压导管放置在弯制工具内，一手把住承力手柄，另一手把住施力手柄，使施力手柄绕承力轴转动，施力环在不锈钢管外壁滚动，使其弯曲。
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公开(公告)号：CN117030280A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310951453.1
申请日：2023-07-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体发动机试验系统及方法，具体涉及一种温度可控燃气发生器试验系统及方法，解决现有燃气发生器装置难以实现双高温、双低温环境考核试验的技术问题。该温度可控燃气发生器试验系统，包括测量控制模块、循环冷却模块、温度可控实验舱、推进剂供应模块以及燃气降温排放模块；温度可控实验舱包括高低温试验箱、制冷机、加热器；制冷机为高低温试验箱降温；加热器为高低温试验箱加热；推进剂供应模块为待考核发生器供应推进剂；燃气降温排放模块为待考核发生器排放的燃气降温；测量控制模块包括测量控制主机、温度测量单元和压力测量单元。本发明方法实现了燃气发生器装置在所需环境下的点火试验以及燃气降温后的安全排放。
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公开(公告)号：CN115077758A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210665332.6
申请日：2022-06-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 寇鑫 , 李广会 , 吕欣 , 刘阳 , 赵飞 , 李林永 , 何小军 , 肖培斌 , 赵立波 , 李大海 , 肖晶晶 , 党栋 , 张建明 , 韩香广 , 李宇 , 宋家豪 , 马庆华 , 王冬 , 朱良麒 , 李仕帅 , 谭仁杰 , 尚钰杰
IPC: G01L5/00 , G01L5/1627 , G01M15/00 , C23C14/35 , C23C14/20 , C23C14/04 , C23C16/50 , C23C16/40 , C23C28/00
Abstract: 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传感器；第一传感器、第二传感器、第三传感器分别设置在应变辐轴向和侧向最大应变力位置。
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公开(公告)号：CN114718768A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210350679.1
申请日：2022-04-02
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种高温高压高速大流量密度富氧燃气处理系统及方法，以解决燃气发生器试验条件下产生的富氧燃气中含有的氮氧化物具有人身危害和环境污染，而目前氮氧化物常用的处理方法，不适用于燃气发生器缩尺件试验的问题。该系统包括偏二甲肼供应系统、与偏二甲肼供应系统相连接的补燃系统、燃气导流系统及冷却水供应系统；补燃系统包括补燃连通管、与补燃连通管相通的偏二甲肼集液环管和周向均匀设置在偏二甲肼集液环管内侧的多个喷注管，喷注管上设置有多个喷注单元。该方法包括1、打开冷却水供应系统；2、启动燃气发生器缩尺件，富氧燃气与偏二甲肼发生反应；3、当燃气发生器缩尺件的工作完成，进行关闭程序。
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公开(公告)号：CN112682221B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202011469659.3
申请日：2020-12-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及液体火箭姿控发动机热环境加载技术，具体涉及2000N姿控发动机高模点火试验热环境实时调节和精确加载方法，以解决现有2000N推力姿控发动机在地面高模点火试验中，热环境加载存在热流密度加载误差大，以及热流密度加载方法对多工况热试验的适应性差的问题。本发明所采用的技术方案为：一种姿控发动机高模点火试验热环境实时调节和精确加载方法，包括以下步骤：步骤1)：热流密度的标定，将真空舱内的姿控发动机模拟件分为身部热流加载区和喷管尾部热流加载区，在身部热流加载区和喷管尾部热流加载区均安装加热灯阵和热流计组；步骤2)：热流密度的实时调节；步骤3)：热流密度的精确加载。
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