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公开(公告)号：CN117189421A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311262077.1
申请日：2023-09-27
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种降噪装置，具体涉及一种燃气导流降噪装置，解决现有大型液体火箭发动机试验时，强烈热辐射与噪音对试验台附近环境造成很大影响的问题。该装置包括导流结构和降噪结构，导流结构包括共同围成铲斗型结构的端部喷水板、侧部喷水板、底部喷水板，其具有腔体并都有进水口，内侧面的喷射孔均朝向发动机燃气流动方向，端部喷水板靠近发动机喷口一侧；降噪结构包括安装支架和多个降噪管，降噪管安装在安装支架上并且环绕发动机燃气设置，部分降噪管在导流部上方并靠近发动机燃气喷出位置，朝向发动机燃气一侧设有多组降噪喷射孔，降噪喷射孔设置在降噪管下方且朝向发动机燃气流动方向一侧，喷射方向亦朝向发动机燃气流动方向。
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公开(公告)号：CN115307915B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202210889448.8
申请日：2022-07-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机预冷排放系统，具体涉及一种用于液体火箭发动机小流量预冷排放的试验系统，解决现有技术在模拟火箭二级发动机实际使用状态的地面试验中，无法同时满足火箭处于滑行状态时的间歇性小流量排放，以及在发动机二次启动时的大流量排放要求的技术问题。该用于液体火箭发动机小流量预冷排放的试验系统，包括预冷总管道、外层冷却单元、第一温度测量单元、流量测量单元、第二温度测量单元、压力测量单元以及多个内外管支撑件；预冷总管道的一端用于与并联发动机的预冷排放口分别对接，另一端连通大气；外层冷却单元包括外层冷却总管道、设置在外层冷却总管道上的狭缝布气管与宽缝收集管。
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公开(公告)号：CN116591866A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310495488.9
申请日：2023-05-05
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种高效率火箭发动机外表面回温系统及方法，以解决现有组装式封闭结构组装准备时间较长，导致工作效率低，回温时间长的问题。具体包括上柔性幕布、下柔性幕布以及加热机构；上柔性幕布的上端悬挂于所述氮气消防圈上，下端与站立平台接触；且上柔性幕布绕火箭发动机外围布置一周，形成上回温空间；下柔性幕布上端悬挂于所述站立平台下方，下端与地面接触；且下柔性幕布绕火箭发动机外围布置一周，形成下回温空间；加热机构的加热端与站立平台连接，并位于上回温空间或下回温空间内，用于提供热气。本发明不但提高了上回温空间和下回温空间布置的效率；而且加热机构可针对火箭发动机的重点部位进行加热，提高了回温效率。
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公开(公告)号：CN114119709A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111326585.2
申请日：2021-11-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种用于低温型面原位测量的机器人测量装置及方法，以解决目前机器人测量装置多次测量得到的数据进行曲面拼接时误差大，导致测量不准确的技术问题。该方法包括：标定机器人测量系统；基于标定后的系统进行常温测量；常温测量点云数据坐标转换；常温测量数据拼接包括关键点的搜索、关键点滤波、相邻次的关键点矩阵转换与数据拼接；常温尺寸计算；采用相同的方法进行低温测量、坐标系转换、数据拼接及低温尺寸计算；常温与低温数据对比。该系统中的机器人测量系统包括机械臂和设置在机械臂前端的三维形面测量仪，控制处理系统包括存储器及处理器，储存器中存储计算机程序，该程序在处理器中运行时执行上述方法。
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公开(公告)号：CN114034479A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111326609.4
申请日：2021-11-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M13/003
摘要： 本发明涉及一种低温设备关键组件低温型面原位测量系统及方法，以解决低温设备在冷态测试时出现问题，因低温下设备表面产生冷凝或结霜无法进行测量，在温度回归后故障消失，无法查找故障原因的技术问题。该系统中的测试单元包括机器人测量单元、液氮低温冷却单元及罩设在上述两个单元上的透明隔热罩；机器人测量单元包括机械臂及设置在机械臂前端的测量仪；液氮低温冷却单元包括液氮贮槽；该系统中的低温液氮供应系统用于向液氮低温冷却单元提供低温液氮。该方法包括1、常温测量；2、将待测件浸没在充有液氮的液氮贮槽至冷透；3、使用氮气对透明隔热罩中的空气进行吹除；4、排出低温液氮；5、无水测试；6、测试后处理。
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公开(公告)号：CN118049331A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410136863.5
申请日：2024-01-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及可调约束装置及推力架，具体涉及径向变形可调约束装置及液体火箭发动机试验用推力架，以解决现有技术中采用刚性结构对动架中段进行加固，以抵抗动架中段径向变形，难以满足不同推力级别、不同工况下的发动机试验需求的技术问题。径向变形可调约束装置包括多个组合使用的柔性支承组件和弹性支承组件，多个柔性支承组件与多个弹性支承组件一一对应设置；柔性支承组件位于弹性支承组件下方，且多个柔性支承组件与多个弹性支承组件之间形成可调约束空间；液体火箭发动机试验用推力架包括上述的径向变形可调约束装置。
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公开(公告)号：CN117846824A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311809355.0
申请日：2023-12-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种内拉杆式力平衡补偿器，属于液体火箭发动机试验装置技术领域，包括入口法兰、十字承力板、力分界面波纹管、力分界面直管段、弯头、联通管、平衡端、内拉杆、调心滚子推力轴承、铰链结构、出口波纹管、出口法兰。内拉杆上端为伞状结构，通过调心滚子推力轴承与十字承力板铰接。内拉杆下端设置外螺纹，与铰链结构螺纹连接，并通过铰链结构与平衡端铰接。本发明减小了力平衡补偿器外廓尺寸，为大推力液体火箭发动机试车泵前管路的安装及推力精确测量提供有效手段，满足发动机试车泵前管路的连接安装以及精确测量发动机推力要求。
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公开(公告)号：CN114034479B
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202111326609.4
申请日：2021-11-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M13/003
摘要： 本发明涉及一种低温设备关键组件低温型面原位测量系统及方法，以解决低温设备在冷态测试时出现问题，因低温下设备表面产生冷凝或结霜无法进行测量，在温度回归后故障消失，无法查找故障原因的技术问题。该系统中的测试单元包括机器人测量单元、液氮低温冷却单元及罩设在上述两个单元上的透明隔热罩；机器人测量单元包括机械臂及设置在机械臂前端的测量仪；液氮低温冷却单元包括液氮贮槽；该系统中的低温液氮供应系统用于向液氮低温冷却单元提供低温液氮。该方法包括1、常温测量；2、将待测件浸没在充有液氮的液氮贮槽至冷透；3、使用氮气对透明隔热罩中的空气进行吹除；4、排出低温液
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公开(公告)号：CN116164954A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211248342.6
申请日：2022-10-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M13/003
摘要： 本发明公开了一种发动机试验用阀门多参数联合故障预警方法，以解决在发动机试验中，阀门故障预警采集的数据包太大，需要较大的存储设备，导致故障预警成本高、运算效率低，而且难以发现系统中隐藏故障的技术问题。具体包括：步骤1、建立故障模型库，所述故障模型库包括多个故障规则，所述故障规则由阀门的已知故障及其对应的故障特征组成；步骤2、采集阀门所有参数；步骤3、根据参数片段截取法，采用以下至少一种方式对采集的阀门所有参数进行特征化，提取故障特征：方式一、时域及频域结合的3D数据分析法；方式二、基于声音信号截取窗口及截取密度的数据融合法；步骤4、根据所述故障特征在故障模型库中查找对应的已知故障并进行预警。
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公开(公告)号：CN117232588A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311313535.X
申请日：2023-10-11
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及涡轮流量计，具体涉及一种大口径低流速流量测量的涡轮流量计，解决现有涡轮流量计不能在大口径低流速的管路中精确测量流量的问题。本发明包括壳体、叶轮转子、支撑轴、前导流架、后导流架、信号采集装置，两导流架分设在壳体进、出液端，两导流架上的导流叶片与壳体固定连接；叶轮转子位于两导流架之间，叶轮转子包括轮毂和涡轮叶片，轮毂与支撑轴转动连接，支撑轴与两导流架连接，信号采集装置包括涡轮叶片外周面的导磁开孔环毂以及壳体外壁上的信号发生器，信号发生器设置在与导磁孔对应的位置；前导流架为圆锥体结构，圆锥顶角不大于30°、不小于15°，其圆锥顶角朝向进液端，位于前导流架的流通通道自进液端到涡轮叶片逐渐收窄。
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