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公开(公告)号：CN112503570B
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202011322157.8
申请日：2020-11-23
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种燃烧型空气加热器用高温压缩空气点火装置及方法，解决目前大量流量或大尺度空气燃烧加热器的点火装置，存在结构复杂、点火方式不稳定、点火环境要求高、安全风险大的问题。装置包括空气压缩机构、压缩空气缓存罐、第一高压绝热管道、第二高压绝热管道、设在第一高压绝热管道上的第一高温高压隔离阀、设在第二高压绝热管道上的第二高温高压隔离阀；空气压缩机构通过第一高压绝热管道与压缩空气缓存罐连通，压缩空气缓存罐通过第二高压绝热管道与燃烧型空气加热器的点火孔对接；压缩空气缓存罐内壁或外壁设有耐高温绝热层；压缩空气缓存罐上设有高温高压放气阀；第一、第二高温高压隔离阀、高温高压放气阀内壁设有高温隔热层。
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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
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 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：CN113899552A
公开(公告)日：2022-01-07
申请号：CN202111130873.0
申请日：2021-09-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明提供一种亚燃冲压发动机喷管作动气供应系统，解决现有供应系统的可靠和同步性较差，仅能实现单一作动过程的问题。该系统包括高压气源、阀前管路、第一高压手阀、一次电磁阀、第二高压手阀、二次电磁阀及两个阀后管路；阀前管路包括一个进口和两个出口，阀前管路进口与高压气源相连通，其中一个出口通过第一高压手阀与一次电磁阀进口相连通，一次电磁阀出口与其中一个阀后管路进口相连通；阀前管路另一个出口通过第二高压手阀与二次电磁阀进口相连通，二次电磁阀出口与另一个阀后管路进口相连通；一次电磁阀和二次电磁阀上均包覆有热防护结构，热防护结构包括由内向外依次交替叠层的气溶胶层和锡箔纸层，且气溶胶层和锡箔纸层均至少为3层。
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公开(公告)号：CN109540526B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201811499750.2
申请日：2018-12-09
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明属于冲压发动机直连试验领域，提供了一种用于冲压发动机直连试验中涡轮引射系统，解决现有试验台真空舱真空度不能满足对发动机涡轮装置出口排气需求的问题。该系统包括排气管、冲压发动机、第一空气喷射泵、第二空气喷射泵；排气管包括第一管段、第二管段、第一波纹管，第一管段和第二管段通过第一波纹管相连通，第一管段与发动机涡轮排气接口密封连接，第二管段与第一空气喷射泵的吸气口连通；第二管段上设有第一真空碟阀；第一空气喷射泵进气口通过进气管与外置空气气源相连通；第二空气喷射泵吸气口与第一空气喷射泵排气口相连通，第二空气喷射泵进气口通过进气管与空气气源相连通；进气管上设有压力调节阀、第三真空阀、第四真空阀。
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公开(公告)号：CN111397699B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202010094538.9
申请日：2020-02-16
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种称重测量装置、流量计校验系统及方法，以解决现有技术中存在的在实验室中使用水对流量计进行校验的结果不准确，且在实验室校验时的安装环境及使用状态与实际使用现场不同，使得校验结果出现偏差的问题。称重测量装置包括密封舱、设置在密封舱内的称重组件以及介质进出管路、气体进出管路，介质进出管路一端伸入介质容器底部，另一端伸出密封舱，气体进出管路一端与密封舱内部连通，另一端伸出密封舱。流量计校验系统包括称重测量装置、介质加注管路、校验管路、增压管路、放气管路。本发明还提供了基于流量计校验系统的校验方法。
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公开(公告)号：CN111397699A
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN202010094538.9
申请日：2020-02-16
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种称重测量装置、流量计校验系统及方法，以解决现有技术中存在的在实验室中使用水对流量计进行校验的结果不准确，且在实验室校验时的安装环境及使用状态与实际使用现场不同，使得校验结果出现偏差的问题。称重测量装置包括密封舱、设置在密封舱内的称重组件以及介质进出管路、气体进出管路，介质进出管路一端伸入介质容器底部，另一端伸出密封舱，气体进出管路一端与密封舱内部连通，另一端伸出密封舱。流量计校验系统包括称重测量装置、介质加注管路、校验管路、增压管路、放气管路。本发明还提供了基于流量计校验系统的校验方法。
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公开(公告)号：CN109540526A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811499750.2
申请日：2018-12-09
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明属于冲压发动机直连试验领域，提供了一种用于冲压发动机直连试验中涡轮引射系统，解决现有试验台真空舱真空度不能满足对发动机涡轮装置出口排气需求的问题。该系统包括排气管、冲压发动机、第一空气喷射泵、第二空气喷射泵；排气管包括第一管段、第二管段、第一波纹管，第一管段和第二管段通过第一波纹管相连通，第一管段与发动机涡轮排气接口密封连接，第二管段与第一空气喷射泵的吸气口连通；第二管段上设有第一真空碟阀；第一空气喷射泵进气口通过进气管与外置空气气源相连通；第二空气喷射泵吸气口与第一空气喷射泵排气口相连通，第二空气喷射泵进气口通过进气管与空气气源相连通；进气管上设有压力调节阀、第三真空阀、第四真空阀。
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公开(公告)号：CN113899552B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202111130873.0
申请日：2021-09-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明提供一种亚燃冲压发动机喷管作动气供应系统，解决现有供应系统的可靠和同步性较差，仅能实现单一作动过程的问题。该系统包括高压气源、阀前管路、第一高压手阀、一次电磁阀、第二高压手阀、二次电磁阀及两个阀后管路；阀前管路包括一个进口和两个出口，阀前管路进口与高压气源相连通，其中一个出口通过第一高压手阀与一次电磁阀进口相连通，一次电磁阀出口与其中一个阀后管路进口相连通；阀前管路另一个出口通过第二高压手阀与二次电磁阀进口相连通，二次电磁阀出口与另一个阀后管路进口相连通；一次电磁阀和二次电磁阀上均包覆有热防护结构，热防护结构包括由内向外依次交替叠层的气溶胶层和锡箔纸层，且气溶胶层和锡箔纸层均至少为3层。
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公开(公告)号：CN112503570A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202011322157.8
申请日：2020-11-23
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种燃烧型空气加热器用高温压缩空气点火装置及方法，解决目前大量流量或大尺度空气燃烧加热器的点火装置，存在结构复杂、点火方式不稳定、点火环境要求高、安全风险大的问题。装置包括空气压缩机构、压缩空气缓存罐、第一高压绝热管道、第二高压绝热管道、设在第一高压绝热管道上的第一高温高压隔离阀、设在第二高压绝热管道上的第二高温高压隔离阀；空气压缩机构通过第一高压绝热管道与压缩空气缓存罐连通，压缩空气缓存罐通过第二高压绝热管道与燃烧型空气加热器的点火孔对接；压缩空气缓存罐内壁或外壁设有耐高温绝热层；压缩空气缓存罐上设有高温高压放气阀；第一、第二高温高压隔离阀、高温高压放气阀内壁设有高温隔热层。
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公开(公告)号：CN112483478A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011271777.3
申请日：2020-11-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种介质射流增压供应装置及制作方法，解决现有蒸汽引射系统随着起动蒸汽引射泵数量增加，管道供应压力无法满足离心泵供应压力要求的问题。该装置包括高位水池、软化水池、射流泵系统及传感器组件；射流泵系统包括高压水管道、软化水吸入管道、射流增压单元和出口管道，射流增压单元包括入口阀、喷嘴、吸入室和混合室，混合室包括锥管、喉管和扩张管，吸入室的出口与锥管入口连通；高压水管道入口与高位水池连通，其出口通过入口阀与喷嘴的入口连通，喷嘴出口从吸入室入口伸入且靠近锥管设置，扩张管出口与出口管道的进口连通；软化水吸入管道的入口与软化水池连通，软化水吸入管道的出口设置在吸入室的侧壁。
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