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公开(公告)号：CN117605595A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311423656.X
申请日：2023-10-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种挤压式推进剂供应系统及方法，特别涉及一种用于发动机组件点火试验的挤压式推进剂供应系统及方法，解决了采用现有推进剂供应系统时，发动机组件在点火启动及转工况过程中，由于推进剂流动冲击导致试验失败的问题。该系统包括高压挤压式容器、加注/排放管路、增压管路、放气管路及按推进剂流向依次连通的输入总管路、启动及转工况管路和输出总管路；启动及转工况管路包括并联设置的点火启动路、推进剂主路及N个推进剂分路；点火启动路上设有点火启动路节流式流量调节装置；推进剂主路上沿推进剂流向依次设有主路节流式流量调节装置和主路隔离阀；每个推进剂分路上沿推进剂流向依次设有分路节流式流量调节装置和分路隔离阀。
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公开(公告)号：CN114321714B
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202111404001.9
申请日：2021-11-24
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种100kg/s级气体减压器的操纵气供应装置及其控制方法，用于解决现有减压器操纵气系统无法现有100kg/s减压器会产生启动振荡和关机冲击的问题。本发明包括减压器、进气组件和排气组件；减压器连通进气组件和排气组件。本发明通过对基于减压器出入口的压力作为判断依据，通过单片机控制系统控制四个快开电磁阀的开关，实现对减压器操纵气腔进行充气或排气，使大流量减压器操纵气腔内压力变化迅速、稳定，保证了大流量减压器调节迅速、稳定供应的要求。
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公开(公告)号：CN115573828A
公开(公告)日：2023-01-06
申请号：CN202211187620.1
申请日：2022-09-27
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机试车加热装置，具体涉及一种液体火箭发动机内腔感应蓄热式热氮气供应装置及方法，解决现有低温液体火箭发动机通常采用外部热空气强制对流或者电热丝加热氮气的方式加热管道与发动机内腔氮气的方法，难以满足低温液体火箭发动机管道及发动机内腔快速回温要求的技术问题。液体火箭发动机内腔感应蓄热式热氮气供应装置，包括加热单元、压力监测单元、温度监测单元与控制单元；加热单元包括缓冲罐和设置在缓冲罐上的加热组件；缓冲罐的进气口用于与气源连接；压力监测单元、温度监测单元均设置于缓冲罐上，且分别与控制单元连接；控制单元用于根据缓冲罐的内腔氮气温度和外壁温度控制加热组件工作。
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公开(公告)号：CN113588047B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202110892142.3
申请日：2021-08-04
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01F25/17
Abstract: 本发明涉及低温推进剂火箭发动机，具体涉及一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定系统及方法，以解决现有低温推进剂火箭发动机使用流量计进行流量测量时，流量计测量的精确性低，且只能进行短时间段的参考流量计标定的问题。本发明所采用的技术方案为：一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定系统，包括依次连接的容器加注单元、容器、供应管路、称重单元、快速回收容器、称重加注回收单元和回收单元；容器加注单元用于连接槽车和容器；供应管路包括温度传感器和压力传感器，以及依次管路连接的第一隔离阀、参考流量计、标定流量调节手阀、竖直主管和N个圆周均布的水平管。本发明还提供一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定方法。
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公开(公告)号：CN114321714A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111404001.9
申请日：2021-11-24
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种100kg/s级气体减压器的操纵气供应装置及其控制方法，用于解决现有减压器操纵气系统无法现有100kg/s减压器会产生启动振荡和关机冲击的问题。本发明包括减压器、进气组件和排气组件；减压器连通进气组件和排气组件。本发明通过对基于减压器出入口的压力作为判断依据，通过单片机控制系统控制四个快开电磁阀的开关，实现对减压器操纵气腔进行充气或排气，使大流量减压器操纵气腔内压力变化迅速、稳定，保证了大流量减压器调节迅速、稳定供应的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113482800A
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202110814443.4
申请日：2021-07-19
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种燃气导流板，具体涉及一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法，其目的是解决现有燃气导流板存在无法使用于燃气冲击动压较高的大推力液体火箭发动机试验、无法满足导流槽在受发动机燃气直接冲击条件下快速冷却要求的技术问题。该导流板包括面板、底板和四个侧板围成的箱体，设置于箱体内的横、纵隔板，安装座，搭接钢板；横隔板将箱体内区域分割为多个单独的通道，每个横隔板上均设有第一通水孔；N个纵隔板位于多个通道内的隔板上均设有第二通水孔；面板的中间区域上密集设有斜向第一喷水孔，其两侧区域上均匀设有直向第二喷水孔；面板的两端位置上均设有放置搭接钢板的凹槽。该方法为该导流板在试验中的导流方法。
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公开(公告)号：CN108733097B
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN201810245769.8
申请日：2018-03-23
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G05D16/16
Abstract: 本发明涉及一种并联多排管供水管网水击压力控制方法，解决现有水击压力控制方式为被动泄压方式时，存在介质溢出、调节阀门易损坏、管路流阻增加的问题以及采用增设调压室的方式时，工程造价较高，改造量大的问题，该方法包括：1)对并联多排管供水待测管网进行放水试验，确定待测管网的主管路的阻力系数及分支管路的阻力系数，确定额定压力下各阀门动作时间与对应分支管路内流速的关系；2)建立供水管网的水力模型；3)在建立的水力模型中，优化各阀门动作顺序；4)确定测管网各分支管路阀门动作的间隔时间△ti；5)确定各阀门动作时间δti；6)获得待测管网并联供水管网水击压力的控制方式。
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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：CN109084982B
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201810995320.3
申请日：2018-08-29
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种大推力火箭发动机三向力测量装置及测量方法，解决现有大推力火箭发动机三向力测量方法无法有效保证测量准确性，使得测量准确性降低的问题。该测量装置包括试车动架、试车定架、上层侧向推力测量单元、下层侧向推力测量单元和轴向推力测量单元；试车定架包括外层支撑架、定架上环梁、定架下环梁、定架辅助梁和定架连接梁；试车动架包括动架上环梁、动架下环梁、内层支撑架；轴向推力测量单元安装在动架上环梁与定架上环梁之间；下层侧向推力测量单元设置在定架辅助梁和动架下环梁之间；上层侧向推力测量单元为八组，设置在定架连接梁和动架上环梁之间。同时，本发明还提供一种基于上述装置的三向力测量方法。
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公开(公告)号：CN105631141B
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201511024032.6
申请日：2015-12-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明专利属于航空、航天技术领域，具体涉及液氧煤油发动机试验使用的燃气扩压器设计方法。该燃气扩压器设计方法包括：1)制定扩压器设计要求；2)扩压器结构参数和性能参数计算；3)扩压器的性能分析与验证；4)扩压器的加工与装配；本发明专利可以保证液氧煤油发动机试验要求同时，优化扩压器设计参数，提升扩压器性能，提高产品使用性能与可靠性。
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