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公开(公告)号：CN110456100A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910703291.3
申请日：2019-07-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01P5/26
Abstract: 为了解决现有高超声速飞行器试验流场的速度场参数测试方法需要向流场播撒示踪粒子，使得需要额外设计示踪粒子播撒系统，且很难保证示踪粒子与高超声速试验流场高效掺混而导致示踪粒子跟随性和分布均匀性差的技术问题，本发明提供了一种高超声速飞行器试验流场的速度场参数测试方法，其改进之处在于：基于Kelvin-Helmholtz临界成核半径方程、成核率方程、Dobbins液体生长模型，在试验流场中将空气来流中的水蒸气冷凝形成粒径为1-10微米的冷凝液滴，以所述冷凝液滴作为速度场测量的示踪粒子。本发明无需向流场中播撒专门的示踪粒子，因此不需要额外设计相应的示踪粒子播撒系统，从而降低了测试成本，也避免了向高温、高压管道内播撒专门的示踪粒子的难题。
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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
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 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：CN111397699B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202010094538.9
申请日：2020-02-16
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 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
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 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：CN117171910A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311117870.2
申请日：2023-08-31
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , F22B1/22 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明具体涉及一种水蒸气发生器燃烧室的设计方法及结构，适用于以液氧、酒精和冷却水三种介质为燃烧工质的水蒸汽发生器燃烧室，也可用于以其它液体为燃烧工质的燃烧室，解决现有的水蒸汽发生器燃烧室结构燃烧的稳定性较差，可靠性较低且研制和加工周期长，难以满足大推力发动机高空模拟试验要求的技术问题。本发明设计方法，包括以下步骤：1)计算燃烧室的关键尺寸；所述关键尺寸包括燃烧室的喉部截面积、喉部截面直径、燃烧室截面面积、燃烧室特征长度、燃烧室长度以及燃烧室壁厚；2)计算燃烧室的水流量分配；3)计算掺混水流量和每层水喷注孔的孔数及孔径，完成水蒸气发生器燃烧室设计。
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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
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 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：CN109611209B
公开(公告)日：2020-11-10
申请号：CN201811499758.9
申请日：2018-12-09
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明属于冲压发动机直连试验领域，提供了一种防串腔的高温燃气生成装置，解决现有燃烧加热装置存在串腔的风险引起爆炸性危害的问题。该装置包括加热装置头部、加热装置身部及加热装置喉部；加热装置头部包括喷注器、点火器、酒精接管嘴、液氧接管嘴、空气接管嘴；喷注器内的点火器腔、环形酒精腔、环形液氧腔、环形空气腔不连通；环形酒精腔一端与酒精接管嘴相通，另一端设有酒精喷嘴；环形液氧腔一端与液氧接管嘴相通，另一端设有液氧喷嘴；环形空气腔一端与空气接管嘴相通，另一端设有空气喷嘴；喷注器一整体结构，点火器位于点火器腔，且出口朝向加热装置身部。
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公开(公告)号：CN113933018B
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202111153513.2
申请日：2021-09-29
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种舵面展开瞬间飞行器扭矩实时测量系统及方法，解决飞行器进行地面风洞试验时，现有力矩测量设备不能承受除扭转外的其它外力载荷，造成力矩测量设备损坏或测量数据错误，进而无法评判飞行器飞行状态的问题。该系统包括固定支架、支撑轴、轴承对、扭矩传感器、联动装置和测量单元；固定支架位于飞行器尾部外侧并与支撑轴尾端连接；支撑轴通过轴承对同轴设置在飞行器弹体内；支撑轴前端通过扭矩传感器与设置在飞行器弹体内的联动装置同轴固连；联动装置与飞行器弹体同轴固连；测量单元采集扭矩传感器的测量数据。
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公开(公告)号：CN112486062A
公开(公告)日：2021-03-12
申请号：CN202011320769.3
申请日：2020-11-23
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明提供一种火箭发动机试验双机实时控制系统及切换方法，解决现有火箭发动机试验采用计算机控制设备，存在计算机硬件异常风险的问题。该系统包括1号计算机、2号计算机、看门狗逻辑电路、看门狗选择电路、强制开关、复位开关及晶振；1号计算机向看门狗逻辑电路发送看门狗信号和电源信号；2号计算机向看门狗逻辑电路发送看门狗信号和电源信号；强制开关向看门狗逻辑电路发送控制权强制转换信号；复位开关向看门狗逻辑电路发送复位脉冲信号；晶振向看门狗逻辑电路发送时钟频率；看门狗逻辑电路向看门狗选择电路发送计算机控制权信号；1号和2号计算机分别通过看门狗选择电路向执行元器件发送开关量输出，并接收执行元器件发送的开关量输入。
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公开(公告)号：CN112343733A
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN202011191410.0
申请日：2020-10-30
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种高温空气生成系统、预冷组合发动机地面试验装置及方法，解决燃烧加热器产生高温气体中含有水蒸汽污染组分，易导致发动机内冷凝甚至结霜的问题。该装置包括高温空气生成系统、真空试验舱和真空排气系统；高温空气生成系统包括高压常温空气供应单元、一氧化碳供应单元、液氧供应单元、换热器、燃气发生单元、一氧化碳燃烧加热器、掺混器和喷管；换热器空气进口Ⅰ与高压常温空气供应单元连通，燃气发生单元对换热器内空气进行换热，换热器出口Ⅰ与一氧化碳燃烧加热器空气进口Ⅱ连通；一氧化碳燃烧加热器液氧进口与液氧供应单元连通，其一氧化碳进口与一氧化碳供应单元连通，出口Ⅱ通过掺混器与喷管连通；喷管出口与真空试验舱连通。
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