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公开(公告)号：CN119508743A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411705663.3
申请日：2024-11-26
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及气体的生产与供应系统及方法，具体涉及大流量高压氮气生产与供应一体自动化系统及方法，目的是解决现有氮气供应方法无法满足试验短时间内的氮气用量，且无法进行分类存储，不能满足多系统不同的氮气需求的问题。本发明包括设置在主管路上的氮气生产单元和氮气储存与供应单元；所述氮气生产单元包括液氮储罐、液氮泵入口阀、液氮泵入口排放阀、液氮泵、液氮泵出口排放阀、液氮泵出口阀、第二汽化器，氮气加热器、氮气过滤器和氮气截止阀；所述氮气储存与供应单元包括若干个输入端与氮气截止阀的下游相连的高压气瓶以及设置在高压气瓶与氮气截止阀之间的若干个气瓶阀门。
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公开(公告)号：CN117722295A
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202311809364.X
申请日：2023-12-26
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机领域，为解决现有液体火箭发动机在地面试验中无法准确、可靠的调节入口压力，以及无法保证地面试验人员安全等问题，提出一种液体火箭发动机入口推进剂压力控制系统及其控制方法；包括上位机、数字控制模块、压力采集模块和系统增压模块，以及依次连接的发动机入口管路、第一阀门、主管路、第二阀门和贮箱，发动机入口管路与第一阀门之间设置有第一压力测点，主管路上设置有第二压力测点，贮箱上设置有第三压力测点；压力采集模块采集第一压力测点、第二压力测点和第三压力测点的压力信号，并传输给数字控制模块进行分析处理，上位机根据数字控制模块的分析处理结果控制系统增压模块对发动机入口压力进行调节。
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公开(公告)号：CN111060761A
公开(公告)日：2020-04-24
申请号：CN201911288693.8
申请日：2019-12-12
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 为了克服目前液体火箭发动机试验无法进行真实传感器有效性验证、电缆在测试确认对接后便不能针对传感器或数据采集系统进行单一测试的技术问题，本发明提供了一种测试模拟装置、液体火箭发动机试验测试系统和测试方法。测试模拟装置包括：多路切换开关，用于控制传感器组件与数据采集系统之间各类接线状态的切换；标准信号源，可实现预设的任意波形信号输出，用于系统校准、模拟传感器稳定信号和/或试验过程传感器信号；电压检测单元，用于检测传感器组件的供电电压是否满足要求，以及对传感器组件的信号输出进行检测；测试电路，包括模拟采集系统零位电路及模拟电阻式传感器负载状态电路。
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公开(公告)号：CN111044213A
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201911275059.0
申请日：2019-12-12
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明属于液体火箭发动机试验参数测试领域，具体涉及一种LMS采集系统及其水击压力参数校准方法与处理方法。解决现有水击压力采集系统获取信号准确度较低的问题，将水击压力信号作为一种动态信号采集这一新思路，利用LMS采集系统高采集速率(一般为25.6kHz以上)特点，将水击压力信号与振动、脉动压力等动态参数一并采集。为准确获得水击压力信号，需要结合LMS采集系统以及水击压力信号调理器，研究和摸索水击压力参数校准、测量新方法，同时，测量数据可以利用LMS强大的时域、频域等计算和分析功能，探索水击压力参数测量数据处理的新方法，以满足水击压力参数测量要求。
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公开(公告)号：CN103792087A
公开(公告)日：2014-05-14
申请号：CN201410035097.X
申请日：2014-01-24
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明一种并联试车故障监测与诊断方法，包括1)获取参数的实际值；2)参数分组；3)参数检测；4)传感器失效检测；5)参数异常判断等步骤，解决了四台发动机之间“或”关系，单台发动机各个参数之间“与”关系的问题，提高了故障监测与诊断系统算法的精度，减少了由于算法、传感器失效等原因产生的误报漏报现象，能够同时对不同发动机的不同参数进行监测与诊断。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115265676B
公开(公告)日：2024-12-06
申请号：CN202210741504.3
申请日：2022-06-27
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01F1/28
Abstract: 本发明属于一种流量测量方法，为解决目前采用测周期的方法测量液氧流量，存在数据分析难度高且分析结果准确性较低的技术问题，提供一种大范围变推发动机高精度流量测量方法、计算机程序产品。在现有测周期方法的基础上，对涡轮流量计输出的原始信号波形进行处理，消除了在实际测量过程中，由于原始信号波形不是规则的正弦波，造成测量结果不准确的问题。根据目标测量时间间隔内上升沿的数量，确定流量测量的频率，再通过多组已知的由流量和频率组成的数据组，确定流量计算方程的截距参数和斜率参数，在后续进行流量测量时，只需先确定频率，即可通过流量计算方法快速得到流量测量结果，本发明的方法简便、高效且测量精度高。
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公开(公告)号：CN113819981B
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202111181391.8
申请日：2021-10-11
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种液氧煤油发动机试验用煤油流量不确定度评估装置及方法，其目的是解决现有技术尚不能在获得了涡轮流量计原位真实介质校准系数后对煤油流量测量不确定度进行准确评估的技术问题。该装置包括包括测量单元、原位校准单元、试车台接线箱、测量间转接柜以及传输电缆网；测量单元包括涡轮流量计、第一流量转速前置放大器、第二流量转速前置放大器、第一采集处理装置和第二采集处理装置和标准频率源设备；第二流量转速前置放大器和第二采集处理装置作为备份设计；原位校准单元包括质量流量计、温度传感器、缓变信号转接器和恒流源校验设备。该方法通过确定了各不确定度分量，进而实现了评估煤油流量测量不确定度的准确评估。
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公开(公告)号：CN111595476B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010449518.9
申请日：2020-05-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及温度测量装置，具体涉及一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。本发明的目的是解决现有铠装温度传感器存在密封结构与液氧煤油发动机试验系统工艺管路传感器安装接口不匹配、密封性能差、测量精度低、响应速度慢、可靠性差的问题，提供一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。该组件包括铂电阻温度传感器、热敏电阻温度传感器和热电偶温度传感器，三者均包括测温单元、铠装壳体、外套螺母、紧固螺母、护线簧和外引线端；铠装壳体的球头与管路上的喇叭口型焊接直通接口配合；铂电阻温度传感器为触底式；热敏电阻温度传感器的测温头位于感温端头内，且感温端头上开设有液流孔；热电偶温度传感器为露头式。
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公开(公告)号：CN120033476A
公开(公告)日：2025-05-23
申请号：CN202510118031.5
申请日：2025-01-24
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: H01R13/04 , H01R13/10 , H01R13/405 , H01R43/16 , H01R43/20
Abstract: 本发明涉及连接器，具体涉及工形双冗余互补接触件、接插件及其加工方法，目的是解决现有的接插件中不存在冗余互补设计，易导致电力传输的可靠性不足的问题。其中一种工形双冗余互补接触件包括相互配合的工形的固定式插孔组合和固定式插针组合；所述固定式插孔组合包括通过短接片固连的两个平行设置的插孔，两个所述插孔均包括相互连接的第一导线端和插孔端，所述第一导线端和插孔端均为空心圆柱；所述短接片设置在两个第一导线端的侧壁之间；所述固定式插针组合包括通过短接片固连的两个平行设置的插针，两个所述插针均包括相互连接的第二导线端和插针端，所述第二导线端为空心圆柱；所述短接片设置在两个第二导线端的侧壁之间。
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公开(公告)号：CN119122708A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202411438558.8
申请日：2024-10-15
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机及其推进剂供应方法，具体涉及用于倾斜试车台的多机并联液体火箭发动机及其低温推进剂供应方法，目的是解决现有液体火箭发动机供应推进剂的方法效率低下、存在误差和人员安全性较差的问题。本发明包括倾斜设置在地面上的推力架、一端设置在推力架倾斜侧面的转接环以及推进剂供应系统以及推进剂分流装置，其中并联液体火箭发动机组的壳体与转接环的另一端连接；推进剂分流装置包括一个输入管路和X个长度和内径均相同的输出管路，每个液体火箭发动机的推进剂腔输入端分别与推进剂分流装置的一个输出管路连接；每个液体火箭发动机的推进剂腔内均设置有第九温度传感器，且均安装有推进剂排放阀。
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