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公开(公告)号：CN115307119B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202210900563.0
申请日：2022-07-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 李民民 , 周献齐 , 于军 , 何小军 , 赵曙 , 王宏亮 , 李志勋 , 寇鑫 , 吴飞飞 , 任钰 , 华程 , 宋家豪 , 刘丽宁 , 汪林 , 李亮 , 张鹏 , 王广涛 , 赵占胜
摘要： 本发明涉及一种基于空气酒精燃烧的水蒸汽快速产生装置，以解决目前水蒸汽生成装置结构复杂成本高，无法适应野外工作、撬装移动、集成化应用场景需求的技术问题。该装置头部包括侧面上有空气入口及酒精入口的第一圆筒，其内部由上至下依次设置有上隔板、中隔板和下隔板；上隔板与中隔板之间形成空气环腔，中隔板和下隔板之间形成酒精环腔；喷嘴贯穿中隔板和下隔板，且沿周向均匀设置；喷嘴为双通道喷嘴；身部包括内筒和设置在内筒外侧的身部上法兰、外筒和身部下法兰；身部上法兰、外筒和身部下法兰与内筒之间形成水流通道，内筒的内部形成燃烧室，内筒的下部侧壁上周向均匀设置有多个第一软化水喷孔。
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公开(公告)号：CN105424254A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201511023932.9
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿控发动机矢量推力测量系统及测量方法，包括5芯连接器、61芯连接器、测量模块以及原位推力计算模块，矢量力传感器输出7路电压信号，通过7个5芯连接器进入61芯连接器，61芯连接器的输出端接测量模块；测量模块包括电源、电压信号采集模块、激励回测模块以及转接接口，电源用于通过5芯连接器和61芯连接器向矢量力传感器提供激励；电压采集信号用于通过5芯连接器和61芯连接器采集矢量力传感器的电压信号，激励回测模块用于测量矢量力传感器反馈的激励信号，转接接口与原位推力计算模块连接，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求，本发明采用矢量推力测量参数互扰解耦等关键技术，各种力的测量。
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公开(公告)号：CN115307119A
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202210900563.0
申请日：2022-07-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 李民民 , 周献齐 , 于军 , 何小军 , 赵曙 , 王宏亮 , 李志勋 , 寇鑫 , 吴飞飞 , 任钰 , 华程 , 宋家豪 , 刘丽宁 , 汪林 , 李亮 , 张鹏 , 王广涛 , 赵占胜
摘要： 本发明涉及一种基于空气酒精燃烧的水蒸汽快速产生装置，以解决目前水蒸汽生成装置结构复杂成本高，无法适应野外工作、撬装移动、集成化应用场景需求的技术问题。该装置头部包括侧面上有空气入口及酒精入口的第一圆筒，其内部由上至下依次设置有上隔板、中隔板和下隔板；上隔板与中隔板之间形成空气环腔，中隔板和下隔板之间形成酒精环腔；喷嘴贯穿中隔板和下隔板，且沿周向均匀设置；喷嘴为双通道喷嘴；身部包括内筒和设置在内筒外侧的身部上法兰、外筒和身部下法兰；身部上法兰、外筒和身部下法兰与内筒之间形成水流通道，内筒的内部形成燃烧室，内筒的下部侧壁上周向均匀设置有多个第一软化水喷孔。
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公开(公告)号：CN110823416B
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN201911026192.2
申请日：2019-10-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明属于航天发动机试验方法，为了解决现有技术中灯阵热流计采集的热流值与产品表面实际到达热流值有差异，无法准确为产品提供热流的技术问题，提供一种姿控动力系统整机热环境模拟分区热流标定方法，包括步骤1，建立模拟舱体；步骤2，将模拟舱体分为十二个区；步骤3，安装灯阵热流计；步骤4，安装标定热流计；步骤5，采集热流值，拟合计算。需要对舱体进行加热时，可以方便快捷的得到灯阵热流计对应的热流值，便于对各区的红外灯阵进行控制。
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公开(公告)号：CN117212762A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311117171.8
申请日：2023-08-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 李民民 , 于军 , 何小军 , 周献齐 , 吴飞飞 , 李宇 , 宋家豪 , 王栋 , 张信 , 李刚 , 张腾飞 , 廖云鹏 , 李冠儒 , 张啸宇 , 曹红伟 , 王广涛 , 赵帆 , 吕伟前
IPC分类号： F22B31/00 , F23M5/08 , G06F30/17 , G06F113/08
摘要： 本发明涉及一种蒸汽发生装置结构及其设计方法，具体涉及一种蒸汽发生装置燃烧室冷却结构及设计方法，解决现有蒸汽发生装置内壁冷却不可靠导致的燃烧室壁烧蚀、工作不稳定的技术问题。该蒸汽发生装置燃烧室冷却结构，包括头部的喷注盘、与喷注盘连接的身部；喷注盘用于与外部的燃料和氧化剂连接；喷注盘沿径向从外到内依次设置有多圈喷注孔；身部用于与外部冷却水连接；身部包括从前至后依次连接的燃烧室和掺混室；燃烧室用于将燃料和氧化剂充分燃烧；掺混室用于将燃料、氧化剂和冷却水充分掺混后形成蒸气；燃烧室沿轴向设置有多个冷却环带；掺混室沿轴向设置有多个掺混喷注环带。
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公开(公告)号：CN117111647A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311087679.8
申请日：2023-08-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05D16/20
摘要： 本发明公开了一种低温工质大流量自动控制装置及方法，以解决数显控制仪反馈速率慢导致液氧增压贮箱和酒精增压贮箱的增压效果稳定性差，且数显控制仪属于单点失效环节的问题。具体包括主控器、上位机、主电源、三机表决电路及电磁阀电源；主控器包括电压采集模块、信号处理模块和数字量输出模块；上位机与电压采集模块连接；电压采集模块与压力变送器组件连接；信号处理模块接收采集的电压，并向数字量输出模块发送判决结果；数字量输出模块根据判决结果向三机表决电路发送阀门控制信号；主电源向主控器供电；三机表决电路根据阀门控制信号导通电磁阀电源与液氧增压电磁阀和/或酒精增压电磁阀。
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公开(公告)号：CN112648111A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011469673.3
申请日：2020-12-14
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟试验，具体涉及一种姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法，以解决现有姿控发动机在在环境模拟试验舱内热流密度热试试验中，模拟试验舱内存在抽真空时间长、环境湿度大、热流密度加载误差大、热辐射不定向、冷却降温效果差以及推进剂供应不稳定的问题。本发明所采用的技术方案为：一种姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法，包括以下步骤：步骤1、热环境装置的安装；步骤2、对真空舱进行抽真空和降温；步骤3、对姿控发动机模拟件热流密度标定，步骤4、将待测姿控发动机替换姿控发动机模拟件安装在真空舱内，对姿控发动机热流密度热试试验。
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公开(公告)号：CN112648111B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011469673.3
申请日：2020-12-14
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟试验，具体涉及一种姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法，以解决现有姿控发动机在环境模拟试验舱内热流密度热试试验中，模拟试验舱内存在抽真空时间长、环境湿度大、热流密度加载误差大、热辐射不定向、冷却降温效果差以及推进剂供应不稳定的问题。本发明所采用的技术方案为：一种姿控发动机真空环境中的热流密度热试试验方法，包括以下步骤：步骤1、热环境装置的安装；步骤2、对真空舱进行抽真空和降温；步骤3、对姿控发动机模拟件热流密度标定，步骤4、将待测姿控发动机替换姿控发动机模拟件安装在真空舱内，对姿控发动机热流密度热试试验。
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公开(公告)号：CN105424254B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201511023932.9
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿控发动机矢量推力测量系统及测量方法，包括5芯连接器、61芯连接器、测量模块以及原位推力计算模块，矢量力传感器输出7路电压信号，通过7个5芯连接器进入61芯连接器，61芯连接器的输出端接测量模块；测量模块包括电源、电压信号采集模块、激励回测模块以及转接接口，电源用于通过5芯连接器和61芯连接器向矢量力传感器提供激励；电压采集信号用于通过5芯连接器和61芯连接器采集矢量力传感器的电压信号，激励回测模块用于测量矢量力传感器反馈的激励信号，转接接口与原位推力计算模块连接，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求，本发明采用矢量推力测量参数互扰解耦等关键技术，各种力的测量。
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公开(公告)号：CN118275124A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410360056.1
申请日：2024-03-27
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种姿控发动机点火飞行过程热流空间域加载及评价方法，主要用于解决现有技术无法对姿控发动机飞行瞬间热流加载的不均匀性进行精确测量，以及因无法真实、准确地获取石英灯加热器产生的辐射热环境特征，而给性能验证过程引入误差的技术问题。该方法主要通过不同自由度的加载方式，实现对待测姿控发动机进行不同维度空间域的热流加载，得到多维度分布状态图和多维度加载谱；同时，结合石英灯阵不同的加载能力，在不同飞行状态下，实现对待测姿控发动机的空间域多尺度热流加载，得到环境动态变化的热流效应趋势；最后，建立定量评价指标进行评估，并获取评估结果，从而实现对姿控发动机飞行瞬间热流加载的不均匀性进行精确测量。
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