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公开(公告)号：CN118423403A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410377565.5
申请日：2024-03-29
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种适用航天电子设备的无源减振抗冲装置，属于发动机结构载荷环境试验领域；包括上减振模块、2个下减振模块和电子设备；其中，电子设备为水平放置的长方体结构；上减振模块固定安装在电子设备顶部的中间位置；2个下减振模块对称安装在电子设备两个相对侧壁的底部；振动试验时，通过上减振模块和2个下减振模块与外部振动源对接，实现对电子设备进行振动试验，通过上减振模块和2个下减振模块实现对电子设备的减震；本发明提供了一种适用航天电子设备的减振抗冲装置，并提供了一种能在地面试验台上对减振抗冲装置进行考核的试验方法，使减振抗冲装置的减振效果能在地面试验就得到充分的验证，极大地降低了试车的风险。
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公开(公告)号：CN114837855A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210482800.6
申请日：2022-05-05
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种泵压式液体火箭发动机涡轮性能标定系统及方法，所述方法为：在发动机系统上，增加与涡轮进气腔相连的涡轮吹风组件，用于驱动涡轮转动；在发动机氧泵和燃料泵后增加泵流量控制组件，用于对氧化剂泵、燃料泵之后排放流量的控制；控制发动机处于冷调状态下，在氧化剂贮箱和燃料贮箱中加注相应的介质，完成氧泵和燃料泵内介质过流充填或预冷充填；打开涡轮吹风组件，按照预设的涡轮吹除气体流量qmt，吹动涡轮转动，涡轮达到预设的转速n，测量得到涡轮静子前压力pt，涡轮静子前温度Tt。采用泵流量控制组件通过排放流量的控制，使得氧泵和燃料泵扬程达到预设值，测量得到泵出口压力pep和温度Tep。计算得到涡轮静子有效流通面积S和涡轮效率ηt。
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公开(公告)号：CN118961039A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411102273.7
申请日：2024-08-12
摘要： 本发明公开了一种绝压‑表压一体的多量程压力传感器及其制备方法，属于压力传感器技术领域，该传感器包括压力芯体、低量程表压键合玻璃和高量程绝压键合玻璃，压力芯体包括硅结构，硅结构下部刻蚀有第一凹槽，第一凹槽中设置至少一个中空岛，第一凹槽顶面为低量程表压敏感膜片，最中间的中空岛内区域顶面为高量程绝压敏感膜片，高量程绝压敏感膜片上设置有电阻；最中间的中空岛与高量程绝压键合玻璃键合，形成真空密封的中空腔体，硅结构和低量程表压键合玻璃键合形成与大气相通的常压腔体。本发明解决了现有多量程传感器集成尺寸大、无法同时进行表压和绝压测量的问题，扩展了测量范围又不会损失低量程的灵敏度。
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公开(公告)号：CN118961002A
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411102271.8
申请日：2024-08-12
摘要： 本发明公开了一种梳齿电容式压力传感器，属于容式压力传感器技术领域，包括压力敏感膜片、动齿电容、定齿电容和基体；所述基体下开设有腔体，腔体顶面为压力敏感膜片，所述压力敏感膜片上设置有动齿电容和定齿电容；所述动齿电容包括支撑块和动悬臂梁结构，所述动悬臂梁结构与压力敏感膜片通过支撑块连接，所述动悬臂梁结构上设置有若干间隔设置的动梳齿电容极板；所述定齿电容包括固定支撑板和定悬臂梁结构，所述定悬臂梁结构通过固定支撑板连接于腔体侧壁上方，所述定悬臂梁结构上设置有若干间隔设置的动梳齿电容极板；所述动梳齿电容极板和定梳齿电容极板交错布置。解决了现有技术中存在的电容式压力传感器线性度差，灵敏度低的问题。
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公开(公告)号：CN114837855B
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202210482800.6
申请日：2022-05-05
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种泵压式液体火箭发动机涡轮性能标定系统及方法，所述方法为：在发动机系统上，增加与涡轮进气腔相连的涡轮吹风组件，用于驱动涡轮转动；在发动机氧泵和燃料泵后增加泵流量控制组件，用于对氧化剂泵、燃料泵之后排放流量的控制；控制发动机处于冷调状态下，在氧化剂贮箱和燃料贮箱中加注相应的介质，完成氧泵和燃料泵内介质过流充填或预冷充填；打开涡轮吹风组件，按照预设的涡轮吹除气体流量qmt，吹动涡轮转动，涡轮达到预设的转速n，测量得到涡轮静子前压力pt，涡轮静子前温度Tt。采用泵流量控制组件通过排放流量的控制，使得氧泵和燃料泵扬程达到预设值，测量得到泵出口压力pep和温度Tep。计算得到涡轮静子有效流通面积S和涡轮效率ηt。
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