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公开(公告)号：CN113446132A
公开(公告)日：2021-09-28
申请号：CN202110727826.8
申请日：2021-06-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。系统包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；通过水击压力泄放装置调节关机水击压力，可将系统关机水击压力峰由70MPa量级降至40MPa以下，系统水击能力降低80％，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏，在保证水击泄放系统响应迅速、可靠的同时对试车过程发动机的工作不造成影响，规避了技术风险，保证了试车顺利进行。
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公开(公告)号：CN105547585A
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201511031447.6
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01L25/00
CPC分类号： G01L25/00
摘要： 本发明涉及姿控发动机矢量推力原位校准装置，包括标准矢量力力源、加载机构、矢量力测量单元、数据采集单元以及数据处理单元，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并存储至数据处理模块；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，并进行存储对，后通过计算获取待校准矢量力传感器的校准系数。姿控发动机矢量推力原位校准装置可在2Pa高模环境下远程自动校准，可有效消除推进剂供应管路、测量线缆对矢量推力测量的影响，提高矢量推力测量精度。
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公开(公告)号：CN112983682A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110180244.2
申请日：2021-02-08
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及发动机试验引射装置壁面温度控制技术，具体涉及一种发动机引射装置及其壁面的温度控制方法，以解决目前发动机试验引射装置壁面温度测量中，温度传感器一般安装在外层冷却夹套，存在无法准确测量的问题。本发明所采用的技术方案为：一种发动机引射装置，包括内层引射管、套设在内层引射管上的外层冷却夹套，以及设置在冷却夹套上的温度测试系统；温度测试系统包括测温单元；测温单元包括正极热偶丝、负极热偶丝、套设在正极热偶丝和负极热偶丝外部的陶瓷套管、套设在陶瓷套管外部的嵌入式隔离管；正极热偶丝和负极热偶丝的测温端采用双绞结构且焊接在内层引射管外壁上；本发明还提供一种发动机引射装置壁面的温度控制方法。
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公开(公告)号：CN105486441B
公开(公告)日：2018-05-01
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校准的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。
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公开(公告)号：CN105424254A
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：CN201511023932.9
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系统及测量方法，包括5芯连接器、61芯连接器、测量模块以及原位推力计算模块，矢量力传感器输出7路电压信号，通过7个5芯连接器进入61芯连接器，61芯连接器的输出端接测量模块；测量模块包括电源、电压信号采集模块、激励回测模块以及转接接口，电源用于通过5芯连接器和61芯连接器向矢量力传感器提供激励；电压采集信号用于通过5芯连接器和61芯连接器采集矢量力传感器的电压信号，激励回测模块用于测量矢量力传感器反馈的激励信号，转接接口与原位推力计算模块连接，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求，本发明采用矢量推力测量参数互扰解耦等关键技术，各种力的测量。
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公开(公告)号：CN111692581B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010554242.0
申请日：2020-06-17
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明属于水蒸汽发生器调试方法，为解决现有水蒸汽发生器中的软化水调试对柴油泵能力裕度要求较高的技术问题，提供一种水蒸汽发生器水介质调试方法，包括在高工况下，确定冷调试孔板孔径；在水蒸汽发生器与水介质隔离阀之间安装冷调试孔板，根据水蒸汽发生器对水介质的流量要求，调整柴油泵转速，使水介质流量达到预设值，并将此时的柴油泵转速记做热调试柴油泵转速；确定冷调试压降，根据压降与水介质流量的关系，以及热调试所需水介质流量，得到热调试压降，确定热调试孔板孔径，对应得到热调试孔板；根据热调试柴油泵转速设置柴油泵，采用预设的水蒸汽发生器燃烧室压，在水蒸汽发生器与水介质隔离阀之间安装热调试孔板，进行热调试。
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公开(公告)号：CN110232718A
公开(公告)日：2019-09-13
申请号：CN201910388355.5
申请日：2019-05-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种三维瀑布图渲染颜色定制化方法，解决了现有三种颜色显示瀑布图对数据区分能力有限和对数据不可定制化的缺陷，改进了之前三维瀑布图数据渲染效果。该方法的主要步骤是：1)处理数据；2)在三维坐标系下绘制彩色棒状条；3)数据导入；4)数据绘制；5)数据渲染。
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公开(公告)号：CN105424254B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201511023932.9
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系统及测量方法，包括5芯连接器、61芯连接器、测量模块以及原位推力计算模块，矢量力传感器输出7路电压信号，通过7个5芯连接器进入61芯连接器，61芯连接器的输出端接测量模块；测量模块包括电源、电压信号采集模块、激励回测模块以及转接接口，电源用于通过5芯连接器和61芯连接器向矢量力传感器提供激励；电压采集信号用于通过5芯连接器和61芯连接器采集矢量力传感器的电压信号，激励回测模块用于测量矢量力传感器反馈的激励信号，转接接口与原位推力计算模块连接，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求，本发明采用矢量推力测量参数互扰解耦等关键技术，各种力的测量。
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公开(公告)号：CN113446132B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110727826.8
申请日：2021-06-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。系统包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；通过水击压力泄放装置调节关机水击压力，可将系统关机水击压力峰由70MPa量级降至40MPa以下，系统水击能力降低80％，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏，在保证水击泄放系统响应迅速、可靠的同时对试车过程发动机的工作不造成影响，规避了技术风险，保证了试车顺利进行。
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公开(公告)号：CN105675205B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201511025310.X
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01L25/00
摘要： 本发明提供了一种真空推力原位自动校准装置，利用电动缸力加载机构的输出力用于模拟推力室的推力，并且使推力测量传感器的应用环境与液体火箭发动机保持一致，为推力测量传感器的原位校准提供了基础，同时采用基于电动缸的力加载精确控制技术，解决了2Pa高真空环境下的推力原位校准问题，最高加载力为10KN，校准力精度优于0.05％。真空推力原位校准装置作为液体火箭发动机高空模拟试验之用，在发动机试验程序前、后及间歇期间的真空环境下，可对发动机推力测量系统进行远程、快速原位标定，提高发动机高空模拟试验推力测量精度。
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