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公开(公告)号：CN119783278A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411843081.1
申请日：2024-12-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 秦永涛 , 李广会 , 刘阳 , 寇鑫 , 党栋 , 陈欣妍 , 李林永 , 赵飞 , 赵明 , 黄鹏辉 , 李婧雯 , 宫厚娟 , 张腾飞 , 邓天香 , 严岚 , 张昊 , 廖云鹏
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种姿控发动机高空模拟试验系统的降温冷却性能指标分析及计算方法，主要解决现有的分析方法易导致试验结果与实际情况之间存在较大偏差的技术问题。该方法首先分析降温过程中冷却水蒸发与燃气降温的基本关系，接着再设定燃气的降温目标值，之后再依次计算各燃气成分的质量分数，燃气入口、出口的平均定压热容，燃气降温过程的总换热量，降温过程冷却水吸收的热量，降温过程冷却水的理论喷水量，最后结合安全系数计算得到降温过程冷却水的实际喷水量，从而完成姿控发动机高空模拟试验系统降温冷却性能指标的分析及计算，保证引射系统入口温度要求，以及试验系统的稳定性与可靠性。
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公开(公告)号：CN115077758A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210665332.6
申请日：2022-06-13
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Inventor： 寇鑫 , 李广会 , 吕欣 , 刘阳 , 赵飞 , 李林永 , 何小军 , 肖培斌 , 赵立波 , 李大海 , 肖晶晶 , 党栋 , 张建明 , 韩香广 , 李宇 , 宋家豪 , 马庆华 , 王冬 , 朱良麒 , 李仕帅 , 谭仁杰 , 尚钰杰
IPC: G01L5/00 , G01L5/1627 , G01M15/00 , C23C14/35 , C23C14/20 , C23C14/04 , C23C16/50 , C23C16/40 , C23C28/00
Abstract: 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传感器；第一传感器、第二传感器、第三传感器分别设置在应变辐轴向和侧向最大应变力位置。
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公开(公告)号：CN114718768A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210350679.1
申请日：2022-04-02
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种高温高压高速大流量密度富氧燃气处理系统及方法，以解决燃气发生器试验条件下产生的富氧燃气中含有的氮氧化物具有人身危害和环境污染，而目前氮氧化物常用的处理方法，不适用于燃气发生器缩尺件试验的问题。该系统包括偏二甲肼供应系统、与偏二甲肼供应系统相连接的补燃系统、燃气导流系统及冷却水供应系统；补燃系统包括补燃连通管、与补燃连通管相通的偏二甲肼集液环管和周向均匀设置在偏二甲肼集液环管内侧的多个喷注管，喷注管上设置有多个喷注单元。该方法包括1、打开冷却水供应系统；2、启动燃气发生器缩尺件，富氧燃气与偏二甲肼发生反应；3、当燃气发生器缩尺件的工作完成，进行关闭程序。
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公开(公告)号：CN112696287B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202011469774.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96 , F02K9/44 , F02K9/54 , F02K9/60 , B32B29/00 , B32B9/00 , B32B9/06 , B32B9/04 , B32B27/28 , B32B17/02 , B32B17/10 , B32B7/12 , B32B1/08
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟试验技术，具体涉及一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应系统及方法，以解决现有姿控发动机真空热环境推进剂供应中，推进剂在高低温环境下性能极不稳定的问题。本发明所采用的技术方案包括入口阀、供应管路、穿舱法兰、抽真空系统和充填放液系统；供应管路包括依次连通的舱外管路、穿舱管路和发动机入口管路，舱外管路包括由内至外依次设置的舱外中心管和舱外真空夹层；穿舱管路包括由内至外依次设置的穿舱中心管、穿舱真空夹层、穿舱包覆层；发动机入口管路包括由内至外依次设置的入口中心管、入口真空夹层和入口防热包覆层；本发明还提供一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应方法。
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公开(公告)号：CN112696287A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011469774.0
申请日：2020-12-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96 , F02K9/44 , F02K9/54 , F02K9/60 , B32B29/00 , B32B9/00 , B32B9/06 , B32B9/04 , B32B27/28 , B32B17/02 , B32B17/10 , B32B7/12 , B32B1/08
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟试验技术，具体涉及一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应系统及方法，以解决现有姿控发动机真空热环境推进剂供应中，推进剂在高低温环境下性能极不稳定的问题。本发明所采用的技术方案包括入口阀、供应管路、穿舱法兰、抽真空系统和充填放液系统；供应管路包括依次连通的舱外管路、穿舱管路和发动机入口管路，舱外管路包括由内至外依次设置的舱外中心管和舱外真空夹层；穿舱管路包括由内至外依次设置的穿舱中心管、穿舱真空夹层、穿舱包覆层；发动机入口管路包括由内至外依次设置的入口中心管、入口真空夹层和入口防热包覆层；本发明还提供一种姿控发动机真空热环境试验用推进剂供应方法。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110834740B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201911025423.8
申请日：2019-10-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本发明涉及一种飞行器分离试验用动态平衡调节装置及其调节方法，目的是为了解决现有技术中存在的平衡调节装置体积大、质量大、耗资大的问题。一种飞行器分离试验用动态平衡调节装置包括配重单元、舱内配重支架、舱外配重支架、倾角测试仪；配重单元包括伺服电机组件、滑块导轨机构、移动配重块、固定配重块、控制装置；舱内配重支架用于连接飞行器舱体与舱外配重支架；舱外配重支架包括支撑板、舱外吊梁；倾角测试仪安装在固定配重块上。基于上述的动态平衡调节装置，本发明提供了一种飞行器分离试验动态平衡调节方法。
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公开(公告)号：CN109781427B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201811521135.7
申请日：2018-12-12
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明涉及液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，该装置包括同轴设置的来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件；喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒和外环筒之间具有间距，内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口，出气口的出气方向与喷气环中心轴的夹角α的范围为30‑60度；导流筒为锥形圆筒结构，导流筒的大径端与外环筒敞口的一端固定连接，小径端与来流回流腔固定连接；本发明解决了现有液体姿控发动机高空模拟试验系统不具备火星大气稀薄来流模拟环境，无法进行火星探测器姿控发动机在火星大气环境中的流场点火模拟试验的问题。
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公开(公告)号：CN109781427A
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201811521135.7
申请日：2018-12-12
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明涉及液体姿控发动机高模试验逆向稀薄来流模拟装置，该装置包括同轴设置的来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件；喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒和外环筒之间具有间距，内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口，出气口的出气方向与喷气环中心轴的夹角α的范围为30-60度；导流筒为锥形圆筒结构，导流筒的大径端与外环筒敞口的一端固定连接，小径端与来流回流腔固定连接；本发明解决了现有液体姿控发动机高空模拟试验系统不具备火星大气稀薄来流模拟环境，无法进行火星探测器姿控发动机在火星大气环境中的流场点火模拟试验的问题。
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公开(公告)号：CN119593901A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411664436.0
申请日：2024-11-20
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/54
Abstract: 本发明涉及一种常规液体推进剂处理系统及方法，具体为一种封闭管道常规液体推进剂处理系统及方法，以解决现有技术难以将错综复杂、管子细长、存在盲腔的封闭管道内的液体火箭推进剂处理干净的技术问题。本发明包括增压吹除系统，包括增压气源、一端连接增压气源的增压管路和连接在增压管路上的第一置换隔离阀；真空抽吸系统，包括缓冲罐、真空泵和真空计，真空泵的入口通过真空泵隔离阀与缓冲罐连接，真空计通过真空计隔离阀与缓冲罐连接；缓冲罐上还设置有抽真空隔离阀、第二置换隔离阀和缓冲罐排污阀；中和处理装置，进口用于与排放隔离阀连接，或者用于与真空泵的出口和缓冲罐排污阀同时连接，出口用于与厂房排气口使用管道对接或引至户外。
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公开(公告)号：CN116123440B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202211628351.8
申请日：2022-12-17
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种姿控动力系统中用于差动贮箱的液体推进剂加注系统及方法，以解决目前差动贮箱在加注推进剂时对加注前贮箱液腔容积、贮箱真空度、推进剂加注量及贮箱结构防护等方面的特殊要求。该系统包括加注操作台、吹除阀、加压组件、推进剂贮罐和高精度电子秤。该方法包括：1、液腔扩容阶段；2、抽真空阶段，加注操作台同时对差动贮箱的气腔和液腔、第一管路组件和第二管路组件进行抽真空，记录初始总质量m1；3、加注推进剂阶段，加注操作台维持对差动贮箱的气腔和第二管路组件的抽真空，至高精度电子秤显示目标总质量M，完成加注。
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