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公开(公告)号：CN111852690A
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN202010647301.9
申请日：2020-07-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，用于为后期真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品的研发提供有力的支持。该装置包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通。
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公开(公告)号：CN111810315A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010624707.5
申请日：2020-06-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及发动机降噪装置，具体涉及一种基于柔性水幕的噪声吸收导流装置。克服传统降噪方法存在成本高的问题，装置包括导流防护筒、环形水幕射流水环和锥形水幕射流水环；导流防护筒为筒状结构位于喷管下游；环形水幕射流水环与锥形水幕射流水环均为中空的环形结构；环形水幕射流水环安装于导流防护筒的远喷管端，锥形水幕射流水环安装于导流防护筒的近喷管端；环形水幕射流水环及锥形水幕射流水环管路连通；锥形水幕射流水环上沿周向开有至少一排喷水孔，射流水沿至少一排喷水孔喷出，喷水孔轴线与发动机轴线呈30°-85°；环形水幕射流水环上沿周向开有至少一排喷水孔，射流水沿至少一排喷水孔喷出形成环形水幕，喷水方向沿发动机喷管的燃气流方向。
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公开(公告)号：CN110821710B
公开(公告)日：2020-08-21
申请号：CN201911059726.1
申请日：2019-10-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种火箭发动机试验入口压力快速增压装置及液氧供应系统，解决现有液氧供应系统增压装置对发动机入口压力调节速度较为缓慢，不能满足入口压力快速调节的问题。装置包括增压管路、增压单元、出口隔离阀、大流量减压器、入口隔离阀、第一供气减压器、供气减压阀隔离阀、第二供气减压器；出口隔离阀输入端与增压单元入口相连，出口隔离阀输出端分别第一供气减压器输入端、第二供气减压器进气端、大流量减压器进气端相连，大流量减压器出气端依次连有传感器、入口隔离阀后与增压单元出口相连；第二供气减压器出气端与大流量减压器控制气源进气端相连通；第一供气减压器输出端通过供气减压阀隔离阀与第二供气减压器的控制气源进气端相连。
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公开(公告)号：CN109211571B
公开(公告)日：2020-07-31
申请号：CN201811209510.4
申请日：2018-10-17
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及耐高温、高速气流冲刷的试车台水池墙体及墙体的制作方法，其中的墙体包括墙主体及防护结构，防护结构包括砾石填充框架、锌底板及钢补偿面板；砾石填充框架及钢补偿面板依墙主体壁面由内之外依次设置；砾石填充框架填充有砾石；钢补偿面板为带有热补偿结构的钢板；钢补偿面板焊接在砾石填充框架上，对砾石填充框架内的砾石起到封闭作用；锌底板设置在钢补偿面板与砾石填充框架焊接的一侧，且与钢补偿面板相贴合，锌底板和钢补偿面板通过紧固件固定连接。本发明可以对高温高速气流冲刷下的墙体起到很好的保护作用，解决了现有收集水池墙体不耐高温、高速气流冲刷的问题。
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公开(公告)号：CN110821710A
公开(公告)日：2020-02-21
申请号：CN201911059726.1
申请日：2019-10-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种火箭发动机试验入口压力快速增压装置及液氧供应系统，解决现有液氧供应系统增压装置对发动机入口压力调节速度较为缓慢，不能满足入口压力快速调节的问题。装置包括增压管路、增压单元、出口隔离阀、大流量减压器、入口隔离阀、第一供气减压器、供气减压阀隔离阀、第二供气减压器；出口隔离阀输入端与增压单元入口相连，出口隔离阀输出端分别第一供气减压器输入端、第二供气减压器进气端、大流量减压器进气端相连，大流量减压器出气端依次连有传感器、入口隔离阀后与增压单元出口相连；第二供气减压器出气端与大流量减压器控制气源进气端相连通；第一供气减压器输出端通过供气减压阀隔离阀与第二供气减压器的控制气源进气端相连。
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公开(公告)号：CN110716503A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201910958855.8
申请日：2019-10-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05B19/414
摘要： 本发明公开了一种高精度推力伺服控制器，其解决了现场推力校准系统高精度伺服控制器存在的成本高，结构复杂且激励电源和伺服控制电流稳定性较差，无法满足高准确度推力校准使用要求的问题。该控制器包括精密直流电源模块、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块及数显表；精密直流电源模块分别与标准力传感器、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块与数显表连接，用于向标准力传感器、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块与数显表提供稳定电源；标准力信号放大模块的输入端接标准力传感器的输出信号，输出端与伺服阀控制模块输入端连接，伺服阀控制模块输出端与外部推力加载伺服阀连接。数显表用于电路参数可视，方便校准过程操作与控制。
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公开(公告)号：CN106918458B
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201710196815.5
申请日：2017-03-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明具体涉及一种火箭发动机试验用煤油高低温换热系统及加注方法。本发明系统包括煤油主容器、换热大循环管道、换热小循环管道、多个气动阀、多个手动阀、屏蔽泵以及换热器；通过各个元器件实现了1)换热小循环；2)换热大循环；3)煤油加注等工序，满足了发动机煤油入口试验温度可保持在30℃～‑30℃的要求，尤其是满足发动机在启动时加注的煤油温度要低于‑25℃的火箭发动机试验的要求。
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公开(公告)号：CN104236683B
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201410522430.X
申请日：2014-09-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01F25/00
摘要： 本发明涉及一种高温高压气体流量测量现场校准方法，具体包括以下步骤：(1)采用标准流量计对处于常温状态下的气体进行流量测量，并记录标准流量计测量的数据；(2)对上述的常温气体进行加热和压力调节，使气体的温度和压力转换为实际工作的高温高压工况；(3)针对步骤(2)中的气体采用被校流量计进行测量，并记录被校流量计测量的数据；(4)调节气体的流量大小，重复步骤(1)至(3)；(5)对步骤(1)和步骤(4)获取的测量数据进行比较；根据多次获取的测量数据及比较结果，对被校流量计进行校准，最终确定被校流量计在实际工作的高温高压工况下的计量性能。使用本方法解决了高温高压气体流量测量系统实际工况下现场校准的问题。
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公开(公告)号：CN111810315B
公开(公告)日：2021-08-17
申请号：CN202010624707.5
申请日：2020-06-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及发动机降噪装置，具体涉及一种基于柔性水幕的噪声吸收导流装置。克服传统降噪方法存在成本高的问题，装置包括导流防护筒、环形水幕射流水环和锥形水幕射流水环；导流防护筒为筒状结构位于喷管下游；环形水幕射流水环与锥形水幕射流水环均为中空的环形结构；环形水幕射流水环安装于导流防护筒的远喷管端，锥形水幕射流水环安装于导流防护筒的近喷管端；环形水幕射流水环及锥形水幕射流水环管路连通；锥形水幕射流水环上沿周向开有至少一排喷水孔，射流水沿至少一排喷水孔喷出，喷水孔轴线与发动机轴线呈30°‑85°；环形水幕射流水环上沿周向开有至少一排喷水孔，射流水沿至少一排喷水孔喷出形成环形水幕，喷水方向沿发动机喷管的燃气流方向。
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公开(公告)号：CN111810319A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010646557.8
申请日：2020-07-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种含有气液分离排放系统的火箭发动机低频脉动抑制装置，解决现有气液分离排放系统造成脉动抑制装置中压力和液位无法保持在恒定状态的问题。该装置包括脉动抑制装置和气液分离排放系统；气液分离排放系统包括气液分离排放单元和预冷排放紧急放气单元；气液分离排放单元包括气液分离排放管路和设置在气液分离排放管路上的气液排放隔离阀、气液排放量测量流量计、测温装置和测压装置；气液分离排放管路的进口设置在外壳体内部，且与液位高度平齐；预冷排放紧急放气单元包括预冷排放紧急放气管路和设置在预冷排放紧急放气管路上的气动截止阀、测温装置和测压装置；预冷排放紧急放气管路的进口与内筒体的气腔最高点连接。
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