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公开(公告)号：CN113237663B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202110405477.8
申请日：2021-04-15
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种高温燃气的冷空气插入式旋流掺混装置及方法，解决现有掺混结构设计不合理、自身热防护不到位，造成掺混结构局部烧蚀，甚至发动机结构损伤问题。装置包括壳体、内筒、入口法兰、出口法兰、插管单元、旋流器和喷注板；入口法兰、出口法兰、内筒外壁和壳体内壁之间形成密闭的空气腔；壳体入口侧设有与空气腔连通的第一空气入口；插管单元、旋流器和喷注板沿内筒轴向依次设置在内筒上；插管单元包括沿内筒轴向依次设置的多个管道组，每个管道组包括沿内筒圆周方向均布的多个直流管道；每个直流管道上开设多个冷却孔；多个管道组的直流管道轴向长度由入口法兰向出口法兰方向依次增加；喷注板上开设多个与内筒轴线平行的直流孔。
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公开(公告)号：CN112504109B
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202011271691.0
申请日：2020-11-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种可消弱长距离线缆干扰的火箭发动机应变测量装置及方法，解决现有应变测量装置中传输线缆自身电阻会对应变信号带来干扰，影响测量结果的问题。其中装置包括应变片、线缆和应变仪，应变片设在火箭发动机的应变测点上，线缆的两端分别与应变片和应变仪连接，线缆包括供源线缆和信号传输线缆；供源线缆和信号传输线缆均采用绞扭结构；信号传输线缆外层套设金属屏蔽套，且金属屏蔽套接地；信号传输线缆的芯线与绝缘体之间或者绝缘体与金属屏蔽套之间设置石墨层。其中方法按下式计算火箭发动机表面的实际应变量ε'：式中，k'为修正灵敏度系数，k为应变片灵敏度系数，R为应变片电阻值，RL为线缆电阻。
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公开(公告)号：CN114414249A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111521805.7
申请日：2021-12-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02 , G01M13/003 , G01H17/00
Abstract: 本发明提供了一种阀门故障的声学检测方法，解决现有推进剂系统中阀门因磨损和腐蚀等原因易造成安全事故发生，迫切需要阀门故障检测方法的问题。该方法包括步骤1)将声传感器、放大器、采集模块和分析仪依次连接，构成声学测量系统；2)将气源与标准阀门相连，并将声学测量系统的声传感器安装在标准阀门上；3)打开气源模拟待测阀门的工况，获得标准阀门的波形幅值变化图；4)将声学测量系统的声传感器安装在待测阀门上，获得待测阀门的波形幅值变化图；若待测阀门的波形幅值变化图相比标准阀门的波形幅值变化图，出现预设数量的畸变，则判断待测阀门故障，否则，待测阀门正常。
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公开(公告)号：CN110442155B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN201910701904.X
申请日：2019-07-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种变比加热装置液氧流量精确调节方法，解决现有变比加热装置存在实际液氧流量与额定工况偏差较大不能满足发动机模拟来流要求，及混合比不匹配而产生烧蚀、不稳定燃烧及熄火风险的问题。该方法包括步骤：1)获取电流‑液氧流量值对应表，2)设置流量修正规则表，3)实时调节液氧流量值：3.1)热试车时，电缸驱动器根据控制电流X1调节液氧流量调节阀的开度，测量实时液氧流量值Y1；3.2)实时液氧流量值Y1与期望流量值Y2进行实时比较，获得流量偏差值△Y，△Y＝Y1/Y2‑1；3.3)对流量偏差△Y进行判断并提取修正电流；3.4)根据修正电流对步骤3.1)控制电流X1进行修正，得到最终控制电流输入电缸驱动器，电缸驱动器进行相应动作。
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公开(公告)号：CN113237663A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110405477.8
申请日：2021-04-15
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种高温燃气的冷空气插入式旋流掺混装置及方法，解决现有掺混结构设计不合理、自身热防护不到位，造成掺混结构局部烧蚀，甚至发动机结构损伤问题。装置包括壳体、内筒、入口法兰、出口法兰、插管单元、旋流器和喷注板；入口法兰、出口法兰、内筒外壁和壳体内壁之间形成密闭的空气腔；壳体入口侧设有与空气腔连通的第一空气入口；插管单元、旋流器和喷注板沿内筒轴向依次设置在内筒上；插管单元包括沿内筒轴向依次设置的多个管道组，每个管道组包括沿内筒圆周方向均布的多个直流管道；每个直流管道上开设多个冷却孔；多个管道组的直流管道轴向长度由入口法兰向出口法兰方向依次增加；喷注板上开设多个与内筒轴线平行的直流孔。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112326254A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011191394.5
申请日：2020-10-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明涉及一种系统状态检测装置及方法，尤其涉及一种液体冲压发动机试验系统状态检测装置及方法。本发明的目的是解决现有液体冲压发动机试验系统的控制系统缺乏功能完整的过程检测和流程显示系统，测控系统的工艺流程显示界面无法动态、实时显示关键参数以及全系统关键阀门状态的技术问题，提供一种液体冲压发动机试验系统状态检测装置及方法。在现有发动机试验系统变动不大的基础上，设计了一套用于过程检测及流程显示的状态检测装置，实现了试验台全系统关键阀门状态及关键参数的动态实时显示，从而实现对于发动机试验系统控制过程的直观实时监控，完善现有系统的测控体系，加强了测控中心对试验过程的动态掌控。
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公开(公告)号：CN103873474A
公开(公告)日：2014-06-18
申请号：CN201410120252.8
申请日：2014-03-27
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: H04L29/06
Abstract: 本发明属于软件开发设计领域，具体涉及一种基于Windows的TCP/IP协议的网络传输方法。该方法包括以下步骤：1）应用层调用内核层的操作系统功能；2）应用层和内核层对接：3）内核层检测网络端口的信号；4）数据传输。通过采用AcceptEx异步连接机制使得连接处理可以使用较少的线程处理大量的客户连接；同时，数据传输时数据接收线程（I/O工作线程）和数据处理线程（工作者线程）分开的方式大大减轻了I/O操作的负担，也解决了大并发连接处理阻塞问题。
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公开(公告)号：CN112595518B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202011400050.0
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供了一种分布式超音速空气流生成装置运行状态监测及急停系统。该系统包括：测量上位机、测量下位机集群、通信网络以及控制主机；所述测量上位机用于设定、发布准则表，汇总测量下位机集群反馈的运行状态数据，并进行分析判断后作出是否给控制主机发出“急停”操作指令；每个测量下位机设备用于采样相应的传感器数据，按照从测量上位机获取的所述准则表进行判别确认，并实时将运行状态数据传输至测量上位机；所述控制主机，用于执行所述测量上位机发送的“急停”指令，实施紧急停车程序。本发明基于测量上位机和分布式测量下位机集群实现了超音速空气流生成装置运行状态高效可靠的实时监测及急停控制。
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公开(公告)号：CN112362349B
公开(公告)日：2022-12-09
申请号：CN202011269189.6
申请日：2020-11-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种发动机地面试验可调式六分量天平校验装置，解决现有推力校验系统仅对天平固定点进行力校验，无法保证多个力加载精确性和同步性问题。该装置包括底座、天平上端电缸承力座、第一天平侧边电缸承力座、第二天平侧边电缸承力座、力加载执行机构和控制系统；第一天平侧边电缸承力座设在底座上，其上设有第一直线滑轨；第二天平侧边电缸承力座设在底座上；天平上端电缸承力座上设有第三直线滑轨和第四直线滑轨；力加载执行机构包括设在第一直线滑轨上的第一电动缸、安装在第二天平侧边电缸承力座上的第二电动缸和第三电动缸、设在第三直线滑轨上的第四电动缸和第五电动缸及设在第四直线滑轨上的第六电动缸；控制系统控制6个电动缸动作。
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公开(公告)号：CN112362231B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202011271697.8
申请日：2020-11-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种用于三分量测力装置的原位加载校验系统及方法，解决现有三分量测力装置中，测量力传感器数值不能真实表示发动机受力的问题。该校验系统包括加载机构、液压站和控制单元；加载机构包括1个推力加载组件和2个升力加载组件；推力加载组件包括设置在推力定架上的推力液压缸途虎两端分别与推力液压缸活塞杆和发动机尾部连接的推力测力元件；2个升力加载组件沿发动机轴线方向并排设置，每个升力加载组件包括设置在推力定架上的升力液压缸以及两端分别与升力液压缸的活塞杆和推力动架连接的升力测力元件；液压站用于向推力液压缸和升力液压缸提供动力；控制单元用于控制推力测力元件的力值、升力测力元件的力值与所需加载标准力值相等。
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