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公开(公告)号：CN113172265B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202110405485.2
申请日：2021-04-15
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种防串腔高温燃气生成装置身部及其加工方法，解决现有地面试验用高温燃气生成装置身部采用钎焊连接，存在焊接质量、可靠性低，成本较高的问题。身部包括筒状结构身部本体、沿轴向开设在身部本体外壁且圆周均布的多个凹槽及覆盖在每个凹槽上的条形盖板；相邻两条形盖板间的空隙采用焊接方式填满。身部加工方法包括步骤：1)加工圆柱形锻压件及钻孔加工，形成筒状结构；2)对筒状结构外圆进行分度，在分度位置铣凹槽；3)根据待加工凹槽的数量和尺寸、身部所需外径，加工相应条形盖板；4)将条形盖板焊接在相应的凹槽上；5)焊接相邻条形盖板间的空隙形成圆柱状身部胚料；6)退火处理；7)对身部胚料内、外圆机加至要求尺寸。
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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
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：CN113899552B
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202111130873.0
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供一种亚燃冲压发动机喷管作动气供应系统，解决现有供应系统的可靠和同步性较差，仅能实现单一作动过程的问题。该系统包括高压气源、阀前管路、第一高压手阀、一次电磁阀、第二高压手阀、二次电磁阀及两个阀后管路；阀前管路包括一个进口和两个出口，阀前管路进口与高压气源相连通，其中一个出口通过第一高压手阀与一次电磁阀进口相连通，一次电磁阀出口与其中一个阀后管路进口相连通；阀前管路另一个出口通过第二高压手阀与二次电磁阀进口相连通，二次电磁阀出口与另一个阀后管路进口相连通；一次电磁阀和二次电磁阀上均包覆有热防护结构，热防护结构包括由内向外依次交替叠层的气溶胶层和锡箔纸层，且气溶胶层和锡箔纸层均至少为3层。
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公开(公告)号：CN112413643B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202011322173.7
申请日：2020-11-23
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种防串腔高温燃气生成装置用空气喷射机构，解决现有通过环槽式气腔向燃烧室供应空气，存在空气供应入口管正下方的空气直流喷嘴流量偏大，影响空气喷注均匀性，甚至造成燃烧室烧蚀的问题。该机构包括喷注盘、环槽盖板和两个空气分流板；喷注盘上部设有环形槽，环形槽槽底设有多个均布的空气直流喷嘴；环槽盖板位于喷注盘上部环形槽处，环槽盖板与喷注盘之间形成环形空气腔；环槽盖板上设有周向均匀的两个空气供应入口管，空气供应入口管与环形空气腔连通；两个空气分流板位于环形空气腔内，且分别位于两个空气供应入口管的正下方，两个空气分流板在高度方向上相错设置，两个空气分流板实现气流分层流动，气流相互掺混而减速成为低速的流动。
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公开(公告)号：CN112555050A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011404605.9
申请日：2020-12-02
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明提出一种分布式超音速空气流生成装置运行状态监测及急停方法。该方法基于分布式测量下位机集群和测量上位机实现，包括：步骤1)状态表征参数采样；步骤2)参数筛选；步骤3)每个测量下位机单元根据已获取的准则表，对经参数筛选后的相应表征参数数据进行判别；步骤4)满足一定条件时，测量下位机单元向测量上位机发送该表征参数的预警信号；步骤5)测量上位机作预警汇总，满足一定条件时，向控制主机发送“急停”指令，使超音速空气流生成装置执行紧急停车程序。本发明仅需要在测量上位机上设置、发布准则表，工作量小；不会占用过多网络资源，避免了数据拥塞，也降低了因预警不及时导致设备损坏的风险。
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Patent Agency Ranking
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：CN106382467B
公开(公告)日：2018-07-03
申请号：CN201610814607.2
申请日：2016-09-09
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种长距离液氧供应系统，包括液氧容器、液氧收集器以及均与液氧容器相连的加注单元、输送单元、排空单元和增压单元；增压单元用于给液氧容器增压，它包括增压管路和依次设置在增压管路上的第一手动增压隔离阀、节流孔板组、增压电磁阀组和第二手动增压隔离阀；输送单元包括长度大于30m的主输送管路；沿液氧输送方向，主输送管路上依次设置有主隔离阀、主路过滤器、第一涡轮流量计、第二涡轮流量计、入口过滤器、主路节流孔板和气动阀。本发明解决了现有液氧供应系统无法满足长距离输送液氧的需求；基于该系统，本发明公开了相应的预冷方法，具有预冷速度快、冷却均匀的优点。
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公开(公告)号：CN113295422B
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202110475050.5
申请日：2021-04-29
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供一种模块化单双喉道切换式蒸汽生成装置，解决现有蒸汽生成方式，或存在系统复杂、成本高，蒸汽压力无法满足要求，或点火可靠性低，在极端情况下引发爆炸的问题。装置包括依次连接的头部、燃烧室、第一喉道和出口室；头部包括头部壳体、支撑管、酒精喷嘴中心体和旋流器，头部壳体包括套筒和端盖，套筒上设有空气入口；支撑管前端设在端盖上且设有酒精入口，后端伸入燃烧室内且端部为内锥形开口；酒精喷嘴中心体穿设在支撑管上，前端伸出支撑管且能沿支撑管轴向移动，后端设有与内锥形开口配合的锥形凸台；旋流器套装在支撑管的后端；燃烧室上设有多个透气孔；第一喉道内第一冷却介质腔和第一介质入口用于对燃烧室产生的燃气进行降温。
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公开(公告)号：CN117345467A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311463732.X
申请日：2023-11-06
Applicant: 西安航天动力试验技术研究所
IPC: F02K9/56
Abstract: 本发明涉及一种甲烷发动机富燃燃气模块化安全处理装置，包括数组处理单元、固定支撑。数组处理单元的中心线平行，且前部平齐。处理单元为中心线对称结构，包括前部、主体、尾部。高压燃气、空气分别由所述前部的甲烷富燃燃气入口、空气入口进入所述主体，在主体内流道进行预混，从所述尾部的预混燃气出口排出，排出的预混燃气由所述点火器引燃。本发明根据不同流量甲烷富燃燃气排放需求，模块化安装处理单元，即可实现不同流量范围甲烷发动机富燃燃气排放的安全处理，解决了甲烷发动机富燃燃气排放的问题，满足甲烷富燃燃气安全处理排放要求。
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