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公开(公告)号：CN117171910A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311117870.2
申请日：2023-08-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , F22B1/22 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明具体涉及一种水蒸气发生器燃烧室的设计方法及结构，适用于以液氧、酒精和冷却水三种介质为燃烧工质的水蒸汽发生器燃烧室，也可用于以其它液体为燃烧工质的燃烧室，解决现有的水蒸汽发生器燃烧室结构燃烧的稳定性较差，可靠性较低且研制和加工周期长，难以满足大推力发动机高空模拟试验要求的技术问题。本发明设计方法，包括以下步骤：1)计算燃烧室的关键尺寸；所述关键尺寸包括燃烧室的喉部截面积、喉部截面直径、燃烧室截面面积、燃烧室特征长度、燃烧室长度以及燃烧室壁厚；2)计算燃烧室的水流量分配；3)计算掺混水流量和每层水喷注孔的孔数及孔径，完成水蒸气发生器燃烧室设计。
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公开(公告)号：CN114439650A
公开(公告)日：2022-05-06
申请号：CN202210050921.3
申请日：2022-01-17
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种航天液体发动机试验装置及其降温方法，具体涉及一种单组元姿轨控发动机身部降温装置及方法；解决单组元发动机首次启动前身部环境温度‑5～0℃的要求，在试验过程中需要耗费大量人力和物力，且温度控制精度较低；当试验过程中发生异常情况时，密闭的试验舱不利于推进剂及燃气的排出，试验舱内聚集的燃气也不利于试验后处理的技术问题。该单组元姿轨控发动机身部降温装置包括包括涡流机构和产品围罩机构；本发明还提供了一种单组元姿轨控发动机身部降温方法，实现在试验过程中减少人力和物力并提升温度控制精度，试验后方便处理推进剂及燃气，并满足单组元发动机在低温环境下的冷启动特性。
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公开(公告)号：CN111089744B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010082919.5
申请日：2020-02-07
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用移动式热环境装置，旨在解决现有技术中存在的热环境装置的闭合及撤离会与发动机喷管发生干涉的问题。本发明包括控制系统、底座、四个高温加热红外灯阵和六个平移台模块；六个平移台模块分别为前锥段左模块、前锥段右模块、尾端左模块、尾端右模块、轴向左模块和轴向右模块，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；四个高温加热红外灯阵包括前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵、尾端右灯阵；四个高温加热红外灯阵通过六个平移台模块实现闭合及撤离。
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公开(公告)号：CN110789746B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201911026186.7
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种轻型高强度轨控舱L型安装架，目的是克服现有技术中存在的安装架与固定支架在可靠固定的同时，不能使其刚度与重量均满足试验任务要求的问题。本发明包括环状的产品安装板、矩形下底板、设置在产品安装板和下底板之间的多个连接板、设置在最外侧两个连接板和下底板之间的加强板；产品安装板的内径与轨控舱大径匹配；产品安装板上设置有安装孔、防摇摆吊点孔及缓冲吊点孔；产品安装板和连接板位于同一平面；连接板和下底板的后侧边垂直连接；下底板上设置有至少两个承力卡槽；加强板的下边缘与下底板侧边垂直固连；所述加强板的后侧边与连接板外侧边垂直固连；安装架外形长宽高不小于2100×350×2200mm。
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公开(公告)号：CN110849648A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911025455.8
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用移动式热环境装置，旨在解决现有技术中存在的热环境装置的闭合及撤离会与发动机喷管发生干涉的问题。本发明包括控制系统、底座、四个高温加热红外灯阵和六个平移台模块；六个平移台模块分别为前锥段左模块、前锥段右模块、尾端左模块、尾端右模块、轴向左模块和轴向右模块，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；四个高温加热红外灯阵包括前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵、尾端右灯阵；四个高温加热红外灯阵通过六个平移台模块实现闭合及撤离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110823583A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911025440.1
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，旨在解决现有技术中存在的模块化灯阵与发动机喷管有干涉、红外灯管长时间加热的安全性低且不可靠的问题。本发明包括四个支架单元、四组红外加热灯阵、挡火装置和导流装置；四个支架单元包括前锥段左支架、前锥段右支架、尾端左支架、尾端右支架四组红外加热灯阵为前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵和尾端右灯阵；红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；红外加热单元包括U型红外灯管、π型灯架；挡火装置包括发动机开孔和高温隔热防；护板导流装置包括导流管和管路弯头。
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公开(公告)号：CN110823416A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911026192.2
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明属于航天发动机试验方法，为了解决现有技术中灯阵热流计采集的热流值与产品表面实际到达热流值有差异，无法准确为产品提供热流的技术问题，提供一种姿控动力系统整机热环境模拟分区热流标定方法，包括步骤1，建立模拟舱体；步骤2，将模拟舱体分为十二个区；步骤3，安装灯阵热流计；步骤4，安装标定热流计；步骤5，采集热流值，拟合计算。需要对舱体进行加热时，可以方便快捷的得到灯阵热流计对应的热流值，便于对各区的红外灯阵进行控制。
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公开(公告)号：CN107870053B
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201710935343.0
申请日：2017-10-10
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 为了解决目前稳态推力特性测量和动态推力特性测量不能同时实现的技术问题，本发明提供了一种姿控发动机推力测量装置，包括定架、由同轴设置的应变传感器和压电传感器组成的传感器组件、切换组件、电荷放大器、气缸控制系统、采集系统和数据处理系统；其中，切换组件包括依次相接的切换气缸、切换环和传感器拉杆；切换环的一端与切换气缸的气缸拉杆相连，切换环的另一端与传感器拉杆的一端活动套接；传感器拉杆的另一端与所述应变传感器的中心柱在中心柱螺纹孔处螺纹连接；切换气缸动作带动切换环运动，使得切换环与传感器拉杆脱离或拉紧，实现应变传感器和压电传感器的切换，从而在一个测量装置中同时进行姿控发动机动态、稳态推力特性的测量。
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公开(公告)号：CN110789744A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201911026189.0
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明属于航天发动机环境模拟技术领域，具体涉及一种姿控动力系统热环境模拟试验热流控制系统及方法，解决了现有技术中灯阵热流密度控制连续性和可靠性不足，且过程中若热流测量出现较大偏离没有预警和应急处理的技术问题，其中，系统由上位机、控温仪、可控硅功率输出器和温度/热流传感器组成。控温仪采集试件的热流/温度值，与接收来自上位机的热流值进行比较，采用PID控制算法控制可控硅功率输出器的输出功率，同时将采集到的热流/温度值反馈给上位机进行数据保存、处理。控制方法包括开环控制、以及在热流值或可控硅功率输出器输出电压出现较大偏差时，可由闭环控制切换为开环控制。
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公开(公告)号：CN107202660A
公开(公告)日：2017-09-26
申请号：CN201710418844.1
申请日：2017-06-06
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及4‑25N姿控发动机真空热环境稳态推力校准测量装置。该装置包括基座转接架、减震块、定架、天平转接板、单分力天平测量装置、推进剂管路、推进剂管路固定装置以及原位校准装置；基座转接架与定架之间均布安装多个减震块；定架周边固定安装有多个推进剂管路固定装置，推进剂管路通过推进剂管路固定装置安装，推进剂管路一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机推进剂入口连通；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架的一端，原位校准装置安装在定架的另一端；本发明满足了4‑25N姿控发动机小推力校准测量要求，解决测量过程中由于管路约束、高温、振动引入的不确定度多，且不适合在试车前校准、校准精度差等问题。
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