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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：CN115077758A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210665332.6
申请日：2022-06-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 寇鑫 , 李广会 , 吕欣 , 刘阳 , 赵飞 , 李林永 , 何小军 , 肖培斌 , 赵立波 , 李大海 , 肖晶晶 , 党栋 , 张建明 , 韩香广 , 李宇 , 宋家豪 , 马庆华 , 王冬 , 朱良麒 , 李仕帅 , 谭仁杰 , 尚钰杰
IPC: G01L5/00 , G01L5/1627 , G01M15/00 , C23C14/35 , C23C14/20 , C23C14/04 , C23C16/50 , C23C16/40 , C23C28/00
Abstract: 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传感器；第一传感器、第二传感器、第三传感器分别设置在应变辐轴向和侧向最大应变力位置。
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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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公开(公告)号：CN112696287A
公开(公告)日：2021-04-23
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107389240A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710418218.2
申请日：2017-06-06
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
CPC classification number: G01L5/0038 , G01L11/00
Abstract: 本发明涉及4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置。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、推进剂管路以及推进剂管路固定装置；基座转接架与定架之间均布安装多个减震块；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架上；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；本发明满足了4-25N姿控发动机小推力测量要求，解决了管路约束、振动引入的不确定度多等问题。
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公开(公告)号：CN114251194A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111384480.2
申请日：2021-11-18
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种金属隔膜贮箱推进剂加注系统及方法；为了解决现有技术中存在的若贮箱在推进剂加注时，膜片两侧的压差过大导致膜片损坏，并且由于在加注过程中经常出现管路夹气，导致加注的质量与精度低的问题；本发明提出了一种金属隔膜贮箱推进剂加注统，包括真空泵、气腔加注连接器、液腔加注连接器、加注容器、回收容器及相互之间连接的管路，通过贮箱两侧的管路实现气液两腔同时抽真空，通过加注容器连接的管路外接增压设备，实现对管路系统的预加注；本发明还提出了一种金属隔膜贮箱推进剂加注方法，首先对贮箱气液两腔同时抽真空，其次进行管路预填充与管路排气放液，随后进行贮箱加注，最后将整个管路内的推进剂挤压到回收容器内。
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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：CN110231173B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201910470307.0
申请日：2019-05-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 为了实现微小流量的稳定供应和测量，本发明提供一种微小流量供应测量装置。该装置包括恒压单元、供应单元和测量单元；恒压单元包括自动调压装置、恒压平衡容器；恒压平衡容器的进口通过自动调压装置与气源连接，出口与供应单元连接；供应单元包括推进剂供应容器、电子秤、第一减振组件和供应管路，推进剂供应容器的进口与恒压平衡容器的出口连接，出口通过供应管路与测量单元连接；电子秤安装在推进剂供应容器的下方，第一减振组件设置在电子秤的下方；测量单元包括依次连接的第一毛细管、质量流量计、第二毛细管和测量管路，测量管路上设置有第二过滤器、第二气动控制阀和气动排放阀；第一毛细管的进口与供应管路连接。
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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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