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公开(公告)号：CN118936864A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411422747.6
申请日：2024-10-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 液体火箭发动机吹除单向阀动态工作特性试验系统及方法，试验系统包括：第一高压气瓶、第二高压气瓶、第一过滤器、第二过滤器、第三过滤器、质量流量计、第一截止阀、第二截止阀、第三截止阀、第四截止阀、第五截止阀、节流圈、第一减压阀以及气体脉动激励系统。本发明能够在地面模拟动态发动机工作状态下，获得单向阀在出入口压力迅速变化及伴随大脉动压力情况下的工作状态，考核单向阀的工作性能与可靠性。
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公开(公告)号：CN118896035A
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410969412.X
申请日：2024-07-18
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提供了一种发动机电点火具自动安装预处理装置和安装预处理方法，预处理装置包括短接保护‑断开切换装置、过渡连接结构和磁铁，电点火具通过磁铁吸附在过渡连接结构下端，多余点火线置于过渡连接结构中心孔内，短接保护‑断开切换装置包括基座、短接切换开关、连接器、电点火具对接结构、线路对接柱和外部电源，电点火具的两根短接点火引线分别与电点火具对接结构两个接线端子一端连接，接线端子另一端连接线缆与短接切换开关的正负极连接；连接器两个接线端接在电点火具对接结构与短接切换开关之间线缆上；连接器另两个接线端通过线路对接柱与外部电源连接。通过短接切换开关可在点火试验前将电点火具切换为短接状态，试验安全性高。
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公开(公告)号：CN115030839B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202210365534.9
申请日：2022-04-07
申请人： 哈尔滨工程大学
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明提供一种可调节的小型火箭发动机六分力试车台，包括安装平台、设置在安装平台上的动架和龙门架、设置在动架上的伺服机构，还包括六个传感器，三个承受纵向力；两个承受横向力；最后一个承受轴向力。在测力传感器测的数据后，构建推力矢量的六分力模型，再通过空间力系平衡方程组解算出矢量力。本发明的小型固体火箭发动机六分力试车台方便拆装、大小可以调节，服务于新型发动机冷流和热流测试，也能完成亚、超音速分离线喷管、潜入式喷管和二次喷射喷管等多类推力矢量喷管的实验研究，适用于地面试车和模拟高空试车的狭隘真空管内等不同的实验条件和场景。
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公开(公告)号：CN117536738B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202311460477.3
申请日：2023-11-06
申请人： 西北工业大学
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种火箭冲压组合发动机主动冷却试验装置及试验方法，装置包括模拟火箭冲压组合发动机，其包括依次串联的加热器、几何喉道、燃烧室、等直段和凹腔段；酒精输送管路、氧气输送管路和空气输送管路分别连通至加热器；氮气输送管路包括氮气吹除管路和氮气启动管路，氮气吹除管路连通至加热器，氮气启动管路经气动开关阀连通至加热器；煤油输送管路为两个煤油支路，一路为与燃烧室连通的液态煤油喷注管路，另一路为与凹腔段连通的超临界冷却煤油管路；控制系统用于接收燃烧室、等直段和凹腔段外壁的温度数据和压力数据，以分析模拟火箭冲压组合发动机的冷却效果。其解决了现有缺少用于研究RBCC发动机再生冷却试验装置的问题。
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公开(公告)号：CN118815615A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410944928.9
申请日：2024-07-15
申请人： 上海空间推进研究所
摘要： 本发明提供了一种恒压挤压式双模式姿轨控动力系统及工作方法，包括：恒压燃气生成模块、低压气路模块、推进剂加注与泄出模块、低压液路模块以及发动机；所述推进剂加注与泄出模块包括四氧化二氮液路和肼液路，所述低压气路模块连接四氧化二氮液路和肼液路，所述四氧化二氮液路和肼液路连接所述低压液路模块，所述低压液路模块和所述低压气路模块连接所述发动机，所述恒压燃气生成模块连接所述肼液路和所述低压气路模块。本申请无需采用传统双组元恒压挤压式姿轨控动力系统的高压气瓶、电爆阀及减压阀等组件，去除了传统燃气增压系统的燃发器贮箱，在保证贮箱挤压燃气的压力稳定的同时，实现了对燃料贮箱的双模式控制。
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公开(公告)号：CN118775103A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410957886.2
申请日：2024-07-17
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种空气涡轮火箭发动机喷管的调节控制方法，能解决固定调节规律无法满足危险工况下对发动机的安全工作需求的问题。该方法步骤为：实时采集进气道出口压力值、燃烧室压力值和及压气机转速，并分别获取第一、第二、第三、第四压力数据；分别确定当前时刻进气道出口的压力表决值Pinlet(k)和当前时刻燃烧室的压力表决值Pcc(k)；根据Pinlet(k)，计算当前时刻的进气道裕度η(k)；根据当前时刻压气机转速nk及Pinlet(k)和Pcc(k)，计算当前时刻的压气机工作点位置PF(k)；η(k)或PF(k)＜0.1且超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的102％～115％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且PF(k)＞0.95，超过0.2s，喷管流通面积调控至上一时刻的85％～98％，并维持0.5s～1.5s不变；η(k)≥0.1且0.1≤PF(k)≤0.95，喷管流通面积保持不变；实现火箭发动机喷管的调控。
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公开(公告)号：CN118224018B
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410658981.2
申请日：2024-05-27
申请人： 南京理工大学
摘要： 本发明公开一种固体推进剂旋转燃烧测量装置及测量方法，该装置包括筒状燃烧室、安装在燃烧室底部的电机、位于燃烧室上方的激光器和位于燃烧室外的光学测量组件，燃烧室包括顶板、底板、筒壁、及高速轴，顶板和底板中央部均设有通孔，顶板通孔上安装有玻璃盖板并将通孔封闭，底板通孔中安装有轴承，轴承外圈与底板通孔壁固定连接，高速轴为自下而上直径依次变大的台阶轴，高速轴下端穿过轴承内圈并与电机转轴相连，高速轴下端部的周面与轴承内圈固定连接，高速轴上端面设有第一凹槽，激光器经玻璃盖板对准第一凹槽，筒壁上设有玻璃视窗，光学测量组件经玻璃视窗对准燃烧室内的第一凹槽。本发明能够测量旋转状态下固体推进剂的燃烧参数。
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公开(公告)号：CN118669241A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410785101.8
申请日：2024-06-18
申请人： 西安科为实业发展有限责任公司
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明属于航空航天弹用飞行器燃油系统试验技术领域，提供一种弹体燃油系统全模试验台，包括负过载试验台、数据采集和监视系统、通气系统、供输油系统、高空低压低温模拟系统。负过载试验台用于模拟弹体在飞行过程中的姿态；数据采集和监视系统用于对试验过程中各类数据进行采集和监视；通气系统用于模拟弹体在飞行过程中对油箱引气增压；供输油系统用于模拟弹体在飞行过程中发动机的耗油过程；高空低压低温模拟系统用于模拟弹体在高空飞行状态下的低压、低温环境。本发明能避免采用弹体全尺寸模型进行试验，能有效降低试验的人力、物力成本，且能提高试验效率，保障试验人员的安全。
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公开(公告)号：CN118622520A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410716311.1
申请日：2024-06-04
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种流量脉动发生系统及调节方法，解决现有脉动发生器不能提供多路脉动，脉动的频率与振幅无法独立反馈，不能通过反馈进行脉动连续调节的问题。本发明为实现多路扰动，设有多条供液管路，多条供液管路与工装相连接，在脉动流量发生器上对应供液管路设置多个引流接头，引流接头通过引流管路与对应的供液管路连接，每个供液管路上均设有电磁流量调节阀，工装上对应于各供液管路设置有脉动压力传感器，并且脉动流量发生器上设置有传感器用来检测扰动频率，幅值控制单元的输入端与各脉动压力传感器电连接，输出端与各电磁流量调节阀电连接，频率控制单元的输入端与传感器的接收端电连接，输出端与电机电连接。
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