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公开(公告)号：CN105547585A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201511031447.6
申请日：2015-12-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01L25/00
CPC classification number: G01L25/00
Abstract: 本发明涉及姿控发动机矢量推力原位校准装置，包括标准矢量力力源、加载机构、矢量力测量单元、数据采集单元以及数据处理单元，标准矢量力力源用于根据执行要求产生并控制9个标准力作用在加载机构上；加载机构用于固定待校准的矢量力传感器；矢量力测量单元用于对待测矢量力传感器输出的电压信号的进行采集并存储至数据处理模块；数据处理模块用于接收来自标准矢量力力源的加载结果和矢量力测量单元的测量结果，并进行存储对，后通过计算获取待校准矢量力传感器的校准系数。姿控发动机矢量推力原位校准装置可在2Pa高模环境下远程自动校准，可有效消除推进剂供应管路、测量线缆对矢量推力测量的影响，提高矢量推力测量精度。
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公开(公告)号：CN119353266A
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411530203.1
申请日：2024-10-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 李宇 , 李民民 , 白宇 , 李广会 , 刘阳 , 张丽娜 , 田健江 , 赵飞 , 赵明 , 张建明 , 宋家豪 , 李万杰 , 李宏刚 , 黄鹏辉 , 李亮 , 张鹏 , 陈欣妍 , 侯瀚程
Abstract: 本发明涉及一种蒸汽喷射泵系统及其控制方法，具体涉及一种可变级数蒸汽喷射泵系统及其控制方法，解决现有蒸汽喷射泵系统难以实现不同工况的切换及减少能量消耗的技术问题。该可变级数蒸汽喷射泵系统，包括集气室、与集气室连接的燃气喷射泵单元，所述燃气喷射泵单元包括沿燃气流向与集气室依次连接的真空抽吸管道、一级真空喷射泵、一级冷凝器、二级真空喷射泵、二级冷凝器、三级真空喷射泵，以及三级变量泵、四级真空喷射泵、蒸汽输送单元、冷却水输送单元；大大提高了供水可靠性，保证蒸汽喷射泵系统长时运行稳定性。本发明控制方法，可完成多型推力量级、多种工作高度发动机的点火试验。
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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：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：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：CN105547585B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201511031447.6
申请日：2015-12-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明涉及姿控发动机矢量推力原位校准装置，包括标准矢量力力源、加载机构、矢量力测量单元、数据采集单元以及数据处理模块，标准矢量力力源用于根据执行要求产生并控制9个标准力作用在加载机构上；加载机构用于固定待校准的矢量力传感器；矢量力测量单元用于对待校准矢量力传感器输出的电压信号的进行采集并存储至数据处理模块；数据处理模块用于接收来自标准矢量力力源的加载结果和矢量力测量单元的测量结果，并进行存储对，后通过计算获取待校准矢量力传感器的校准系数。姿控发动机矢量推力原位校准装置可在2Pa高模环境下远程自动校准，可有效消除推进剂供应管路、测量线缆对矢量推力测量的影响，提高矢量推力测量精度。
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公开(公告)号：CN119720710A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411752377.2
申请日：2024-12-02
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 秦永涛 , 刘阳 , 李广会 , 李民民 , 张丽娜 , 肖晶晶 , 陈欣妍 , 舒依晗 , 田健江 , 张啸宇 , 李亮 , 卜学星 , 张腾飞 , 岳雅 , 张鹏 , 刘思航 , 张昊
Abstract: 本发明提供一种发动机高空模拟试验的动态启关机瞬间特性仿真方法，解决现有方法无法真实地反应试验系统可行性及准确性的技术问题。该方法包括：1、建立气液两相粒子的运动方程，并计算得到水雾粒子的蒸发量；2、在步骤1的基础上设置输入条件和边界条件，建立发动机高空模拟瞬间特性分析的燃烧流场模型；3、以发动机启动前至关机延迟之间的时间为时间轴，进行额定工况下发动机高空模拟试验瞬态变化的流场模拟；4、判定额定工况下发动机高空模拟试验瞬态变化是否在预定的误差范围内；5、分别对额定工况下发动机建压段、稳压段和减压段的流场结构进行仿真；6、分别完成不同工况下发动机高空模拟试验的动态启关机瞬间特性仿真分析。
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公开(公告)号：CN119492171A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202411626519.0
申请日：2024-11-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 秦永涛 , 李广会 , 刘阳 , 李民民 , 张丽娜 , 李宇 , 衡小康 , 田健江 , 任钰 , 白宇 , 邓航 , 黄鹏辉 , 李仕帅 , 魏林章 , 任哲 , 胡高升 , 高明荟
Abstract: 本发明涉及一种姿控发动机高空模拟试验的高温燃气主动降温装置，主要解决现有降温装置降温效果较差的技术问题。本发明包括壳体和设置在壳体内的多个降温单元；壳体为圆筒状结构，多个降温单元沿壳体的轴向并列设置，每个降温单元包括固定环和均布于固定环周向的多个喷淋管；喷淋管为一端开口一端封闭的空心结构，其开口端固定于壳体上并伸出壳体外，封闭端沿径向固定于固定环上并伸入固定环内；相邻两个降温单元中的喷淋管沿径向依次错位设置；每个喷淋管的侧壁上分别开设有多个第一喷淋孔，且每个降温单元中所有喷淋管上的第一喷淋孔均朝向同一方向；其中，靠近燃烧室的第一个降温单元中的第一喷淋孔均朝向燃烧室设置。
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公开(公告)号：CN119333741A
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202411610571.7
申请日：2024-11-12
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于重力流的多设备冷却水冗余控制供应装置及方法，解决了现有冷却水系统一旦出现某台气动截止阀失效，冷却水无法正常供应的问题，具体包括高位水池、收集水池、总管道、控制单元、旁通控制阀、至少一个主路控制阀及至少一个备用控制阀；高位水池设置于高于所有待冷却设备的位置；旁通控制阀的输入端、主路控制阀的输入端、备用控制阀的输入端分别与高位水池连通，三者的输出端分别与总管道连通；总管道的侧壁上设有多个支路管道；每个支路管道上分别设置有支路调节阀；控制单元分别与旁通控制阀、主路控制阀及备用控制阀连接；收集水池的入口与各个待冷却设备的排水口连通，其出口通过水泵与高位水池连通。
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公开(公告)号：CN111089744A
公开(公告)日：2020-05-01
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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