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公开(公告)号：CN117232859A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311019491.X
申请日：2023-08-14
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种姿控发动机飞行瞬间模拟热流的多梯度测量装置及方法，主要用于解决现有的静态试验无法对姿控发动机飞行瞬间的热流分布不均匀性进行精确测量的技术问题，多梯度测量装置包括主架体及设置在主架体上的至少一个测量单元；测量单元包括移动框架，设置在移动框架内侧的N个测量件，以及与N个测量件对应连接的N个第一驱动单元；待测姿控发动机测试时安装在主架体内，N个测量件位于待测姿控发动机的外侧且沿待测姿控发动机的中心轴线呈圆周均匀分布；测量件包括热流计安装座和设置在热流计安装座上的热流计，第一驱动单元驱动对应的热流计安装座移动，进而带动热流计移动，实现多梯度测量。
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公开(公告)号：CN115906304A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211326030.2
申请日：2022-10-27
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于一种建模方法，为解决目前为了分析齿轮系统箱体振动噪声，建模时存在建模复杂且需要耗费大量时间的技术问题，提供一种基于ADAMS的单层隔振齿轮传动系统建模方法，针对单层隔振齿轮传动系统，将单层隔振齿轮传动系统划分为齿轮、轴、轴承、齿轮箱、隔振器、基座，齿轮利用ADAMS Machinery模块的齿轮系统模块建立，轴利用ADAMS实体模块建立，齿轮箱结构复杂，在SolidWorks中建立，输出为ADAMS可识别格式，将齿轮箱模型导入ADAMS，基座结构复杂，在SolidWorks中建立，输出为ADAMS可识别格式，将齿轮箱模型导入ADAMS，轴承利用ADAMS Machinery模块的轴承模块建立，用来连接齿轮轴与齿轮箱，隔振器利用力模块的弹簧阻尼器建立，放置于齿轮箱与基座之间，起到隔振的作用。
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公开(公告)号：CN115791195A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211209276.1
申请日：2022-09-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及姿轨控发动机模拟试验装置及方法，具体涉及一种真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验系统及试验方法，用于解决现有发动机动力系统仅进行力学环境、热环境或发动机热试环境等单项试验验证考核，无法进行力热耦合环境综合试验验证的不足之处。该真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验系统包括真空舱、振动加载系统、降温系统、加热系统、支架、试验件转接件；本发明能够实现姿轨控发动机在真空、高温、低温、振动等力热环境下的模拟试验，有利于提高动力系统对复杂飞行环境的适应性。同时，本发明公开一种真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验方法。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN119716147A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202311253660.6
申请日：2023-09-26
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供发动机电磁阀验收及电性能测量装置、调试系统及方法，涉及电磁阀验收及电性能的测量装置和调试方法，用于解决现有装置不便于携带、工作效率低，以及解决现有发动机电磁阀验收和测量方法自动化程度低等技术问题。本发明通过发动机电磁阀验收及电性能测量装置对姿控发动机的产品电磁阀阻值及电性能进行快速测量，并将测量结果通过网络直接传输至后台主控计算机，后台主控计算机通过公式计算并自动调整后台供电电压，使电磁阀的端电压满足试验要求。该方法对测量到的电阻值和端电压值进行自动传输与自动调整，有效简化工作流程并提升工作效率。
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公开(公告)号：CN117287316A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311241885.X
申请日：2023-09-25
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种姿控发动机推进剂供应系统，包括推进剂供应机构、加热机构、制冷机构。推进剂供应机构用于姿控发动机所需推进剂的供应，包括贮罐、推进剂截止阀、分支一管路主管路、分支二管路主管路。分支一管路主管路、分支二管路主管路为夹层结构，水浴装置调节误差不高于0.5℃，制冷组件调节误差不高于0.5℃。本发明解决了推进剂高温和低温分别控制、快速供应转换的难题，又能实现高低温的快速切换，节省了试验成本，实现入口管路推进剂高温、低温推进剂温度控制精度达到±1℃范围内的目标。
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公开(公告)号：CN117147162A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311060327.3
申请日：2023-08-22
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明公开一种姿轨控发动机试验工艺系统参数实时监测系统及监测方法，用于解决现有的监测方法易出现检查遗漏，检查效率较低，且不能对贮箱内的推进剂或增压气体的相关参数进行实时监测的技术问题。本发明提供的实时监测系统包括监测单元、采集单元、主控单元及显示单元；监测单元包括安装在姿轨控发动机试验工艺系统中每个推进剂间的环境参数测量装置，以及安装在推进剂间每个贮箱上的传感器单元；采集单元的输入端分别与环境参数测量装置和传感器单元连接，输出端与主控单元连接，用于采集参数信息并传输至主控单元；主控单元用于存储接收到的参数信息；显示单元与主控单元连接，用于实时显示主控单元接收到的参数信息。
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公开(公告)号：CN117111647A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311087679.8
申请日：2023-08-28
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G05D16/20
Abstract: 本发明公开了一种低温工质大流量自动控制装置及方法，以解决数显控制仪反馈速率慢导致液氧增压贮箱和酒精增压贮箱的增压效果稳定性差，且数显控制仪属于单点失效环节的问题。具体包括主控器、上位机、主电源、三机表决电路及电磁阀电源；主控器包括电压采集模块、信号处理模块和数字量输出模块；上位机与电压采集模块连接；电压采集模块与压力变送器组件连接；信号处理模块接收采集的电压，并向数字量输出模块发送判决结果；数字量输出模块根据判决结果向三机表决电路发送阀门控制信号；主电源向主控器供电；三机表决电路根据阀门控制信号导通电磁阀电源与液氧增压电磁阀和/或酒精增压电磁阀。
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