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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：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：CN111272433A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN201911192566.8
申请日：2019-11-28
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明涉及一种真空环境下姿轨控发动机低温试验系统及试验方法，解决现有发动机冷却方式无法满足发动机身部、电磁阀温度均匀性的要求，且无法实现不同目标温度要求的问题。该系统中，液氮供应单元位于真空舱底部，用于实现液氮的供应；液氮挥发单元位于真空舱顶部，用于实现液氮的加热；回收槽用于实现液氮挥发单元排出介质的缓冲处理；真空舱热沉单元布置于真空舱内部，用于实现真空舱内低温环境；引射单元用于实现真空舱的真空环境，推进剂供应单元用于提供发动机点火的推进剂；低温制冷循环单元用于提供对推进剂供应单元进行降温的介质；制冷介质循环供应单元用于将低温制冷循环单元冷却后的介质输入至推进剂供应单元。
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公开(公告)号：CN110789746A
公开(公告)日：2020-02-14
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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119783278A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411843081.1
申请日：2024-12-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 秦永涛 , 李广会 , 刘阳 , 寇鑫 , 党栋 , 陈欣妍 , 李林永 , 赵飞 , 赵明 , 黄鹏辉 , 李婧雯 , 宫厚娟 , 张腾飞 , 邓天香 , 严岚 , 张昊 , 廖云鹏
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种姿控发动机高空模拟试验系统的降温冷却性能指标分析及计算方法，主要解决现有的分析方法易导致试验结果与实际情况之间存在较大偏差的技术问题。该方法首先分析降温过程中冷却水蒸发与燃气降温的基本关系，接着再设定燃气的降温目标值，之后再依次计算各燃气成分的质量分数，燃气入口、出口的平均定压热容，燃气降温过程的总换热量，降温过程冷却水吸收的热量，降温过程冷却水的理论喷水量，最后结合安全系数计算得到降温过程冷却水的实际喷水量，从而完成姿控发动机高空模拟试验系统降温冷却性能指标的分析及计算，保证引射系统入口温度要求，以及试验系统的稳定性与可靠性。
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公开(公告)号：CN119412248A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411520290.2
申请日：2024-10-29
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，属于航天液体火箭发动机试验技术领域，解决传统真空舱功能单一、操作困难、安全性差的技术问题。其包括舱体、舱门、热沉系统、消防系统、气体置换系统、反拱形爆破装置、排污系统、安装平台、操作平台、推进剂供应管路、测控设备。舱体为立方体形，内部的工作压力为0～0.1MPa。舱门用于人员、小型地面设备、发动机、推力测量装置进出。热沉系统、消防系统、气体置换系统、排污系统、安装平台、推进剂供应管路安装在舱体上，测控设备为发动机控制、测量信号的传输通道。该真空舱用于液体火箭发动机高空模拟试验。
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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：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：CN112696287B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202011469774.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96 , F02K9/44 , F02K9/54 , F02K9/60 , B32B29/00 , B32B9/00 , B32B9/06 , B32B9/04 , B32B27/28 , B32B17/02 , B32B17/10 , B32B7/12 , B32B1/08
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟试验技术，具体涉及一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应系统及方法，以解决现有姿控发动机真空热环境推进剂供应中，推进剂在高低温环境下性能极不稳定的问题。本发明所采用的技术方案包括入口阀、供应管路、穿舱法兰、抽真空系统和充填放液系统；供应管路包括依次连通的舱外管路、穿舱管路和发动机入口管路，舱外管路包括由内至外依次设置的舱外中心管和舱外真空夹层；穿舱管路包括由内至外依次设置的穿舱中心管、穿舱真空夹层、穿舱包覆层；发动机入口管路包括由内至外依次设置的入口中心管、入口真空夹层和入口防热包覆层；本发明还提供一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应方法。
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