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公开(公告)号：CN117846824A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311809355.0
申请日：2023-12-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种内拉杆式力平衡补偿器，属于液体火箭发动机试验装置技术领域，包括入口法兰、十字承力板、力分界面波纹管、力分界面直管段、弯头、联通管、平衡端、内拉杆、调心滚子推力轴承、铰链结构、出口波纹管、出口法兰。内拉杆上端为伞状结构，通过调心滚子推力轴承与十字承力板铰接。内拉杆下端设置外螺纹，与铰链结构螺纹连接，并通过铰链结构与平衡端铰接。本发明减小了力平衡补偿器外廓尺寸，为大推力液体火箭发动机试车泵前管路的安装及推力精确测量提供有效手段，满足发动机试车泵前管路的连接安装以及精确测量发动机推力要求。
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公开(公告)号：CN117846823A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311809354.6
申请日：2023-12-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种用于液体火箭发动机的力平衡补偿器，包括入口法兰、入口弯管、水平波纹管、出口弯管、竖直波纹管、出口法兰、拉杆、入口平衡端、支架平衡端。拉杆依次穿过入口平衡端的铰链、入口平衡端的平衡端连接管、入口弯管、水平波纹管、支架平衡端的平衡端连接管、平衡端伞状端板、平衡波纹管、支架平衡端的铰链。本发明在液体火箭发动机入口法兰及推进剂贮箱之间需设置互为垂直的水平波纹管、竖直波纹管，补偿了推进剂贮箱和液体火箭发动机法兰的角位移和线性位移，防止液体火箭发动机推力传递至推进剂贮箱，同时提高推进剂管路的工作可靠性，优化液体火箭发动机安装条件。
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公开(公告)号：CN113446132B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110727826.8
申请日：2021-06-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。系统包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；通过水击压力泄放装置调节关机水击压力，可将系统关机水击压力峰由70MPa量级降至40MPa以下，系统水击能力降低80％，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏，在保证水击泄放系统响应迅速、可靠的同时对试车过程发动机的工作不造成影响，规避了技术风险，保证了试车顺利进行。
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公开(公告)号：CN112378512A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011347587.5
申请日：2020-11-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01H11/08
摘要： 本发明公开了一种多测点压电式振动传感器的检查及使用方法。该方法的主要步骤包括：1、压电式振动传感器筛选；2、传感器灵敏度检查；3、传感器零位噪声检查；4、计算传感器安装力矩；5、传感器的安装和连线；6、压电式振动传感器工作，并判定传感器测量结果的有效性；该方法实现了测试前快速有效的对压电式振动传感器灵敏度进行检查，同时对于压电式振动传感器引线连接方式进行了有效的统筹，大大提升了测量结果可靠性和准确性。
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公开(公告)号：CN118669644A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410708271.6
申请日：2024-06-03
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F16L55/045 , F16L55/07 , F16K1/22 , F16K31/04 , F16L57/02
摘要： 本发明提供了一种管路水击抑制系统及方法，属于水击抑制领域，其系统包括主管路、与主管路的出口连接的多个互相并联的支路、设置于每个支路上的气动截止阀、多个节流孔板和多个电动蝶阀。多个节流孔板分别设置于每个气动截止阀的进气管路上；多个电动蝶阀分别与气动截止阀并联，电动蝶阀的直径小于气动截止阀的直径；节流孔板能够将关闭气动截止阀阀的时间延长，将多个互相并联的支路的液体对管路内壁产生的直接水击转化为间接水击；电动蝶阀能够将与气动截止阀直径相等的液体流通面积缩小为与电动蝶阀直径相等的液体流通面积。本发明能够避免阀门关闭引起的水击变化对供水管线造成破坏，确保供水系统的安全性、可靠性。
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公开(公告)号：CN116106408A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202211628303.9
申请日：2022-12-17
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01N29/032 , G01N29/22 , G01N29/44
摘要： 本发明属于一种超声检测装置，为解决目前针对大口径不锈钢推进剂管路内气液两相流的检测方法，存在无法实现无损检测、检测结果准确性较差的技术问题，提供一种推进剂供应管道夹气流动超声检测装置，令超声换能器阵列探头中的一部分作为发射器，另一部分作为接收器，根据作为接收器的超声换能器接收信号情况识别气泡，能够对推进剂供应管道中的夹气流进行有效检测，同时，夹持装置能够提高对于不同安放形式的管道的适应性，还能够实现无损检测。
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公开(公告)号：CN118504383A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410549184.0
申请日：2024-05-06
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/006 , G06F30/23 , G06F111/06 , G06F111/04
摘要： 本发明提供了一种试车平台布局优化方法、系统、设备及存储介质，属于布局优化领域，其方法包括如下步骤：将整体化试车平台离散为多个伸缩平台，构建每个伸缩平台的仿真模型，并编写参数化建模脚本；根据每个伸缩平台的区域特征，构建目标函数优化模型；将伸缩平台的数量及每个伸缩平台在Y方向的尺寸做为粒子群算法的变量参数，设置粒子群算法的种群大小、最大迭代次数、惯性权重以及学习因子，生成初始化种群信息，将初始化种群信息写入到所述参数化建模脚本中，使用仿真模型对所述目标函数优化模型进行迭代计算，直到获得伸缩平台在靠近发动机侧的应变沿Z方向分量均值最小值。本发明能够对伸缩平台布局进行优化，提高试验平台的试车能力。
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公开(公告)号：CN114718769B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202210357747.7
申请日：2022-04-06
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96 , F02K9/56 , F16L55/027
摘要： 本发明属于降压装置及调试系统，为解决目前高压大流量流体降压时，大多采用多级孔板降压的方式，存在不利于降压管路布置和拆装工作量较大的技术问题，提供一种高压流体多级降压装置，包括同轴设置的壳体和内芯。壳体为两端开口设置的中空结构，壳体两端分别用于连接外部的流体管路。内芯固定设置于壳体内部。壳体内部沿流体入口端至流体出口端依次设置有一级节流结构、二级节流结构和三级节流结构，一级节流结构、二级节流结构和三级节流结构均同轴设置于内芯外部，用于对流经的流体依次进行节流。壳体内位于一级节流结构和二级节流结构之间、位于二级节流结构和三级节流结构之间，均设有膨胀腔，用于对流经的流体依次进行降压。
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公开(公告)号：CN113110650A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110336044.1
申请日：2021-03-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05D27/02
摘要： 本发明涉及燃料供应技术，具体涉及一种单源多支路出口介质供应系统及其方法，以解决现有在发动机试验燃料介质供应中，通过孔板调节供应介质存在跟换次数多、操作复杂、耗费时间长且调试试验误差大的问题。本发明所采用的技术方案为：一种单源多支路出口介质供应系统，包括介质源端管路、燃料供应管路、第一燃料供应支路、第二燃料供应支路，以及第三燃料供应支路；燃料供应管路进口与介质源端管路出口连通，其出口与第一燃料供应支路、第二燃料供应支路、第三燃料供应支路的进口连接，第一燃料供应支路、第二燃料供应支路、第三燃料供应支路的出口均用于与待供应发动机燃料供应接口相连；本发明还提供一种单源多支路出口介质供应方法。
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公开(公告)号：CN112924751A
公开(公告)日：2021-06-08
申请号：CN202110111558.7
申请日：2021-01-27
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01R23/165 , G01R31/58
摘要： 本发明公开了一种基于频谱分析的测量线路可靠性检测方法。该方法通过对经过待检测线路的波形信号产生的频谱图，和不经过待检测线路的波形信号产生的频谱图进行数据处理和分析，确认待检测线路是否存在缺陷。该方法相比原有电路性能检测由摇表(测量电缆绝缘电阻)和电容测试仪(测量分布电容)的繁琐测量方式，简化检测过程及环节，提高检测效率。
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