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公开(公告)号：CN108106855B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN201810060168.X
申请日：2018-01-22
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及发动机推进剂供应系统领域，具体涉及一种发动机试验恒体积流量氦气注入系统。包括等流阻现场原位校准流量测量装置及沿氦气流向依次设置在氦气出气管路中的等流阻流量计替代装置、力分界面U形补偿管及平稳气体均衡分配装置；等流阻现场原位校准流量测量装置包括质量流量计，用于在原位校准氦气流量；等流阻流量计替代装置用于在校准后，替换质量流量计并根据质量流量计的特性调节流阻；力分界面U形补偿管为U型管段，用于进行力分界的补偿及减少流动特性的变化；平稳气体均衡分配装置包括并联的至少两段供气管路，至少两段供气管路上均设有压力脉动抑制装置。解决了因配气过程中氦气流量无法精确控制而带来的涡轮泵气蚀及脉动干扰问题。
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公开(公告)号：CN111595476B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010449518.9
申请日：2020-05-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及温度测量装置，具体涉及一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。本发明的目的是解决现有铠装温度传感器存在密封结构与液氧煤油发动机试验系统工艺管路传感器安装接口不匹配、密封性能差、测量精度低、响应速度慢、可靠性差的问题，提供一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。该组件包括铂电阻温度传感器、热敏电阻温度传感器和热电偶温度传感器，三者均包括测温单元、铠装壳体、外套螺母、紧固螺母、护线簧和外引线端；铠装壳体的球头与管路上的喇叭口型焊接直通接口配合；铂电阻温度传感器为触底式；热敏电阻温度传感器的测温头位于感温端头内，且感温端头上开设有液流孔；热电偶温度传感器为露头式。
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公开(公告)号：CN113606060A
公开(公告)日：2021-11-05
申请号：CN202110813038.0
申请日：2021-07-19
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种燃气导流装置，具体涉及一种可移动燃气导流装置及其使用方法，其目的是解决现有燃气导流装置存在仅适用于燃气冲击时间较短的情况，且都不可移动、不可调节角度、不能灵活组合使用，不适用于航天发动机组合件地面试验的技术问题。该装置包括燃气导流板、移动车、至少两个可调节长支撑杆、多个可调节短支撑杆和多个安装座，通过将燃气导流板安装在移动车上，实现了调整燃气冲击角度的目的；可将多个可移动燃气导流装置的移动车相互连接，将燃气导流板灵活拼接使用；移动车和安装座之间通过可调节短支撑杆连接，方便移动和运输。该方法利用该装置进行，可采用不同的工作模式，对燃气进行有效导向。
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公开(公告)号：CN110716503B
公开(公告)日：2021-06-22
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：CN110487346B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201910740134.X
申请日：2019-08-12
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流量低温推进剂供应管路用整流孔板及其设计方法。通过使用该孔板，可在长度很短的流量计入口直管段就可实现大流量低温流体的流场调整。该孔板的流体入口表面为平面，所述孔板的流体出口表面为曲面。其设计方法包括以下步骤：【1】设计孔板的流体入口表面；【2】在孔板的流体入口表面确定多个流体通道入口所在位置；【3】设计孔板的流体出口表面；【4】通过孔板的流体入口表面和孔板的流体出口表面构建孔板。
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公开(公告)号：CN111766091A
公开(公告)日：2020-10-13
申请号：CN202010646564.8
申请日：2020-07-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种地面试验用的低频地面试验用低频脉动抑制装置的标定系统及标定方法，该系统包括恒定气体供应系统、液氧供应系统、气液排放系统，液氧排放系统、上部压差计接口、下部压差计接口以及压差计；通过上述系统实现了对脉动抑制装置冷试车过程进行标定得到脉动抑制装置自身的振荡特性，再通过热试车验证脉动抑制装置的自身振荡特性是否能够对液氧供应过程的波动进行有效抑制，从而为后期真实脉动抑制装置的研发和试验提供有力的技术支持，其获取的数据可以为脉动抑制装置的改进及优化提供有力的数据支撑。
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公开(公告)号：CN107829844B
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201710897643.4
申请日：2017-09-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及火箭发动机注气试验中的配气系统，具体涉及一种四角切圆式的注气装置，其目的在于消除现有注气装置造成的推进剂输送管道断裂风险和推进剂流动不稳定的现象。本发明的技术方案是：一种四角切圆式的注气装置，包括环形外壳和注气环，所述注气环的纵截面为凹槽形或“c”形，注气环同轴固定在环形外壳内壁上与环形外壳形成环形空腔，注气环上设置有多个出气孔，环形外壳上开设有至少一个与环形空腔连通的斜接管进气口，斜接管进气口上接有对应的斜接管，所述斜接管的内径与斜接管进气口的口径大小相等。该注气装置除了管道断裂的风险，注入气泡较小且均匀，推进剂流动稳定，不会影响发动机的正常工作。
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公开(公告)号：CN108106855A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201810060168.X
申请日：2018-01-22
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及发动机推进剂供应系统领域，具体涉及一种发动机试验恒体积流量氦气注入系统。包括等流阻现场原位校准流量测量装置及沿氦气流向依次设置在氦气出气管路中的等流阻流量计替代装置、力分界面U形补偿管及平稳气体均衡分配装置；等流阻现场原位校准流量测量装置包括质量流量计，用于在原位校准氦气流量；等流阻流量计替代装置用于在校准后，替换质量流量计并根据质量流量计的特性调节流阻；力分界面U形补偿管为U型管段，用于进行力分界的补偿及减少流动特性的变化；平稳气体均衡分配装置包括并联的至少两段供气管路，至少两段供气管路上均设有压力脉动抑制装置。解决了因配气过程中氦气流量无法精确控制而带来的涡轮泵气蚀及脉动干扰问题。
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公开(公告)号：CN113606060B
公开(公告)日：2022-05-10
申请号：CN202110813038.0
申请日：2021-07-19
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种燃气导流装置，具体涉及一种可移动燃气导流装置及其使用方法，其目的是解决现有燃气导流装置存在仅适用于燃气冲击时间较短的情况，且都不可移动、不可调节角度、不能灵活组合使用，不适用于航天发动机组合件地面试验的技术问题。该装置包括燃气导流板、移动车、至少两个可调节长支撑杆、多个可调节短支撑杆和多个安装座，通过将燃气导流板安装在移动车上，实现了调整燃气冲击角度的目的；可将多个可移动燃气导流装置的移动车相互连接，将燃气导流板灵活拼接使用；移动车和安装座之间通过可调节短支撑杆连接，方便移动和运输。该方法利用该装置进行，可采用不同的工作模式，对燃气进行有效导向。
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公开(公告)号：CN111852690B
公开(公告)日：2021-08-17
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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