-
公开(公告)号：CN105486441A
公开(公告)日：2016-04-13
申请号：CN201511025743.5
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿控发动机矢量推力测量校准一体化装置及测量方法，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求的问题，包括发动机、标准矢量力力源、加载机构、矢量力测量单元、数据处理模块以及原位推力计算模块，标准矢量力力源用于根据执行要求产生并控制9个标准力作用在加载机构上；加载机构用于固定待校准的矢量力传感器；矢量力测量单元用于对待测矢量力传感器输出的电压信号的进行采集；数据处理模块用于接收来自标准矢量力力源的加载结果和矢量力测量单元的测量结果，通过计算获取待校准矢量力传感器的校准系数；原位推力计算模块用于计算所施加在发动机法兰面的力。在发动机工作过程中，可获取发动机主推力，水平及垂直方向的侧向力等，考核发动机的工作性能。
-
公开(公告)号：CN115077758B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202210665332.6
申请日：2022-06-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 寇鑫 , 李广会 , 吕欣 , 刘阳 , 赵飞 , 李林永 , 何小军 , 肖培斌 , 赵立波 , 李大海 , 肖晶晶 , 党栋 , 张建明 , 韩香广 , 李宇 , 宋家豪 , 马庆华 , 王冬 , 朱良麒 , 李仕帅 , 谭仁杰 , 尚钰杰
IPC分类号： G01L5/00 , G01L5/1627 , G01M15/00 , C23C14/35 , C23C14/20 , C23C14/04 , C23C16/50 , C23C16/40 , C23C28/00
摘要： 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传
-
公开(公告)号：CN117213691A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311106736.2
申请日：2023-08-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种液体发动机试验测试装置，具体涉及一种姿控发动机动态推力测量装置及方法，为解决现有基于压电式传感器的测量装置，其压电传感器对工作环境温度极为敏感，导致火箭发动机试验中推力测量精度易受干扰的不足之处，而提供一种姿控发动机动态推力测量装置及方法，测量装置包括定架、压电传感器以及测量工装，测量工装包括安装板和设置在安装板一侧的固定板，压电传感器的受力面对应固定板设置，且和固定板固连；所述安装板、固定板、压电传感器受力面的中心轴线同轴设置，测量工装将压电传感器与被测发动机分隔，避免被测发动机产生的高温气体直接扩散至压电传感器附近影响测量结果。
-
公开(公告)号：CN111272433B
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN201911192566.8
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： G01M15/04
摘要： 本发明涉及一种真空环境下姿轨控发动机低温试验系统及试验方法，解决现有发动机冷却方式无法满足发动机身部、电磁阀温度均匀性的要求，且无法实现不同目标温度要求的问题。该系统中，液氮供应单元位于真空舱底部，用于实现液氮的供应；液氮挥发单元位于真空舱顶部，用于实现液氮的加热；回收槽用于实现液氮挥发单元排出介质的缓冲处理；真空舱热沉单元布置于真空舱内部，用于实现真空舱内低温环境；引射单元用于实现真空舱的真空环境，推进剂供应单元用于提供发动机点火的推进剂；低温制冷循环单元用于提供对推进剂供应单元进行降温的介质；制冷介质循环供应单元用于将低温制冷循环单元冷却后的介质输入至推进剂供应单元。
-
公开(公告)号：CN110844127B
公开(公告)日：2020-10-13
申请号：CN201911026230.4
申请日：2019-10-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及航天飞行器器舱分离试验用吊运缓冲系统。目的是为了解决现有技术中存在的无法满足既要能实现点火分离、试验件回收，又要保证试验系统、试验产品的安全的试验要求的问题。本发明包括主吊单元、副吊单元、防晃动单元、缓冲防护网；主吊单元包括从上至下依次连接的主吊吊车、主吊绳、电磁解锁装置、主吊分吊绳；副吊单元包括从上至下依次连接的副吊吊车、垂直缓冲器、缓冲分吊绳；所述缓冲分吊绳用于吊装轨控舱；防晃动单元包括设置在缓冲防护网四角位置处的四个电动收绳装置、设置在航天飞行器与每个电动收绳装置之间的辅助吊绳；主吊单元的总长度小于副吊单元的总长度，且主吊单元起吊后缓冲分吊绳为松弛状态。
-
公开(公告)号：CN111089744A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN202010082919.5
申请日：2020-02-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M99/00
摘要： 本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用移动式热环境装置，旨在解决现有技术中存在的热环境装置的闭合及撤离会与发动机喷管发生干涉的问题。本发明包括控制系统、底座、四个高温加热红外灯阵和六个平移台模块；六个平移台模块分别为前锥段左模块、前锥段右模块、尾端左模块、尾端右模块、轴向左模块和轴向右模块，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；四个高温加热红外灯阵包括前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵、尾端右灯阵；四个高温加热红外灯阵通过六个平移台模块实现闭合及撤离。
-
公开(公告)号：CN111089728A
公开(公告)日：2020-05-01
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。
-
公开(公告)号：CN103792089B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201410044801.8
申请日：2014-01-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及发动机热环境试验用可翻转式高辐射热流环境装置，包括发动机固定组件、电磁阀加热组件以及发动机加热组件，发动机加热组件包括加热单元以及发动机加热支撑组件，发动机加热支撑组件包括底部圆盘、多个支撑柱以及顶部圆盘，多个支撑柱设置在底、顶部圆盘之间，加热单元包括由多个圆周均匀分布的石英灯管组成的加热源、可控硅电压调整单元、高压电源、A相、B相、C相以及零线接线柱，加热源固定在底、顶部圆盘之间。本发明解决了现有的热流环境装置无法达到高热流密度、温度进行调节响应时间短的技术问题，实现发动机燃烧室及喷管区域内的350kW/m2均匀热流密度场加载。
-
公开(公告)号：CN103792089A
公开(公告)日：2014-05-14
申请号：CN201410044801.8
申请日：2014-01-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及发动机热环境试验用可翻转式高辐射热流环境装置，包括发动机固定组件、电磁阀加热组件以及发动机加热组件，发动机加热组件包括加热单元以及发动机加热支撑组件，发动机加热支撑组件包括底部圆盘、多个支撑柱以及顶部圆盘，多个支撑柱设置在底、顶部圆盘之间，加热单元包括由多个圆周均匀分布的石英灯管组成的加热源、可控硅电压调整单元、高压电源、A相、B相、C相以及零线接线柱，加热源固定在底、顶部圆盘之间。本发明解决了现有的热流环境装置无法达到高热流密度、温度进行调节响应时间短的技术问题，实现发动机燃烧室及喷管区域内的350kW/m2均匀热流密度场加载。
-
公开(公告)号：CN114018585B
公开(公告)日：2024-05-03
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。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
65 条记录 (耗时 0.048 秒)