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公开(公告)号：CN113375943B
公开(公告)日：2024-01-12
申请号：CN202110586897.0
申请日：2021-05-27
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种姿轨控发动机高模试后快速吹除方法，解决现有发动机吹除系统存在的吹除不干净以及吹除过程中燃气中存在较多有毒有害物质的问题。姿轨控发动机高模试验后快速吹除供应系统包括推进剂吹除单元、推进剂供应单元和推进剂回收单元；推进剂吹除单元包括吹除容器、吹除管路、第一单向阀、气动吹除阀和第一单向过滤器；推进剂供应单元包括气动供应阀、供应管路、第二单向过滤器和产品阀；推进剂回收单元包括回收管路、双向过滤器、气动回收阀、第二单向阀和回收容器。
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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
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 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：CN114018584B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202111328165.8
申请日：2021-11-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及火箭发动机高模试验，具体涉及一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。为了解决现有技术中存在的采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高的问题。本发明包括真空泵组，真空舱、发动机、膜片隔离装置以及蒸汽引射系统；真空泵组通过第一管道与真空舱连通；蒸汽引射系统的扩压器前端伸入真空舱内，且正对发动机的燃气抽吸通道入口；膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端；蒸汽引射系统的扩压器后端通过第二管道与真空舱连通。本发明提出了基于一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统的使用方法。
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公开(公告)号：CN114018585A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111371723.9
申请日：2021-11-18
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机环境模拟技术领域，具体为一种热环境装置，以解决现有技术中存在的灯管在真空条件下长时间高功率工作过程中，会出现涂层发黑，导致背面温度聚集，极易造成灯管高温软化甚至断裂；在使用自来水或者消防水冷却时，供水压力不足，容易在热环境装置的高温冷却通道处造成气堵等问题。该装置包括包括隔热板、回防火板、支撑框架、灯阵、冷却系统，支撑框架包括第一框架、第二框架、第三框架与第四框架，冷却回路包括结构不相同的第1路冷却水回路、第2路冷却水回路来对灯阵进行冷却降温。
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公开(公告)号：CN114018584A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111328165.8
申请日：2021-11-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及火箭发动机高模试验，具体涉及一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。为了解决现有技术中存在的采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高的问题。本发明包括真空泵组，真空舱、发动机、膜片隔离装置以及蒸汽引射系统；真空泵组通过第一管道与真空舱连通；蒸汽引射系统的扩压器前端伸入真空舱内，且正对发动机的燃气抽吸通道入口；膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端；蒸汽引射系统的扩压器后端通过第二管道与真空舱连通。本发明提出了基于一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统的使用方法。
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公开(公告)号：CN113375943A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110586897.0
申请日：2021-05-27
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种姿轨控发动机高模试后快速吹除系统及方法，解决现有发动机吹除系统存在的吹除不干净以及吹除过程中燃气中存在较多有毒有害物质的问题。姿轨控发动机高模试验后快速吹除供应系统包括推进剂吹除单元、推进剂供应单元和推进剂回收单元；推进剂吹除单元包括吹除容器、吹除管路、第一单向阀、气动吹除阀和第一单向过滤器；推进剂供应单元包括气动供应阀、供应管路、第二单向过滤器和产品阀；推进剂回收单元包括回收管路、双向过滤器、气动回收阀、第二单向阀和回收容器。
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公开(公告)号：CN111089728B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202010082918.0
申请日：2020-02-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，旨在解决现有技术中存在的模块化灯阵与发动机喷管有干涉、红外灯管长时间加热的安全性低且不可靠的问题。本发明包括四个支架单元、四组红外加热灯阵、挡火装置和导流装置；四个支架单元包括前锥段左支架、前锥段右支架、尾端左支架、尾端右支架四组红外加热灯阵为前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵和尾端右灯阵；红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；红外加热单元包括U型红外灯管、π型灯架；挡火装置包括发动机开孔和高温隔热防；护板导流装置包括导流管和管路弯头。
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公开(公告)号：CN109781424B
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN201811519958.6
申请日：2018-12-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本发明涉及一种姿控发动机点火试验前高空低温环境模拟装置，解决现有发动机高空低温环境无法满足发动机试验对温度控制精度的要求、温度分布不均匀以及推进剂容易结冰的问题。该装置包括推进剂加热系统、低温制冷系统、氮气置换系统、抽真空系统和发动机喷管固定组件；推进剂加热系统包括伴热带和保温材料，伴热带缠绕在推进剂供应管路上，保温材料包覆在缠绕伴热带后的推进剂供应管路上；低温制冷系统包括液氮供应单元、液氮排放单元及低温环境舱；低温环境舱内部设置有多组冷却环管，液氮供应单元、液氮排放单元分别与冷却环管连通；氮气置换系统包括均与低温环境舱连通的氮气进气管路和氮气出气管路；抽真空系统用于给发动机入口管路抽真空。
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公开(公告)号：CN110988680A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911191312.4
申请日：2019-11-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01R31/34
摘要： 本发明涉及一种基于时频处理的电动机转子故障显化方法，解决现有电机断条故障处理方法计算复杂、处理过程会导致故障特征频率的幅值不同程度衰减，不利于转子故障定量诊断及监测的问题。该方法包括以下步骤：步骤一、采集电动机转子原始单相电流；步骤二、进行傅里叶变换，得到待处理的频域信号；步骤三、进行频谱校正，得到幅值、频率、相位准确的基波信号；步骤四、原始单相电流与基波信号进行差值计算，得到去除基波信号的无基波电流信号；步骤五、对无基波电流信号进行傅里叶变换，得到频率与幅值的对应矩阵，将该对应矩阵作图，得到频谱图；步骤六、在频谱图中观察是否有明显突出于其他频率的幅值，若有，则有转子断条故障发生。
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公开(公告)号：CN107860504B
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201710936008.2
申请日：2017-10-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 为了解决目前稳态推力特性测量和动态推力特性测量不能同时实现的技术问题，本发明提供了一种姿控发动机的准动态推力测量校准一体化装置，包括定架、安装座、传感器组件、切换组件、标定组件、电荷放大器、气缸控制系统、采集系统和数据处理系统；所述切换组件包括依次相接的切换气缸、切换环和传感器拉杆；切换环的一端与切换气缸的气缸拉杆相连，切换环的另一端与传感器拉杆的一端活动套接；传感器拉杆的另一端与所述应变传感器的中心柱在中心柱螺纹孔处螺纹连接；切换气缸动作带动切换环运动，使得切换环与传感器拉杆脱离或拉紧，实现应变传感器和压电传感器的切换，从而在一个测量装置中同时进行姿控发动机动态、稳态推力特性的测量。
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