-
公开(公告)号：CN109611240B
公开(公告)日：2019-12-24
申请号：CN201811521144.6
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： F02K9/96
摘要： 本发明的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括稀薄来流模拟装置及二氧化碳生产供应装置；二氧化碳生产供应装置是为模拟火星大气成份及压力，稀薄来流模拟装置是为发动机高模试验过程营造逆向稀薄来流环境，稀薄来流模拟装置包括来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件，喷气环位于扩压器中，喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口；本发明解决了现有发动机高空模拟试验系统无法进行火星探测姿控发动机在稀薄来流条件下的高空模拟试验的问题。
-
公开(公告)号：CN109611240A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811521144.6
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： F02K9/96
摘要： 本发明的火星探测姿控发动机稀薄来流高空模拟试验系统，包括稀薄来流模拟装置及二氧化碳生产供应装置；二氧化碳生产供应装置是为模拟火星大气成份及压力，稀薄来流模拟装置是为发动机高模试验过程营造逆向稀薄来流环境，稀薄来流模拟装置包括来流喷气组件及来流回流腔；来流喷气组件包括喷气环、导流筒及第一固定组件，喷气环位于扩压器中，喷气环包括同轴嵌套设置的内环筒和外环筒，内环筒与外环筒的一端封闭，另一端为敞口，封闭的一端对称设置有多个进气口，敞口的一端为出气口；本发明解决了现有发动机高空模拟试验系统无法进行火星探测姿控发动机在稀薄来流条件下的高空模拟试验的问题。
-
公开(公告)号：CN106370241A
公开(公告)日：2017-02-01
申请号：CN201610817729.7
申请日：2016-09-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01F1/32
CPC分类号： G01F1/32
摘要： 本发明提供一种大口径低温涡轮流量计，包括壳体和依次安装在轴上的前导流架、叶轮和后导流架，前导流架壳体为中空锥体结构，锥体锥部为光滑圆弧面；前导流架壳体与轴的一端连接；前导流架叶片与壳体活动连接；叶轮壳体为中空结构；轴上设置有一对轴承，叶轮壳体安装在轴承上；后导流架壳体为中空结构，后导流架壳体和轴的另一端连接；后导流架叶片和壳体固连。本发明增大流量计口径的同时减小流量计质量和旋转部件的质量，即减小了转动部件的转动惯量，该流量计可以应用在通径为DN600，流量为0.6～1.2m3/s，压力为1.6MPa的管道上。
-
公开(公告)号：CN110487346A
公开(公告)日：2019-11-22
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。
-
公开(公告)号：CN106247071B
公开(公告)日：2018-10-02
申请号：CN201610818046.3
申请日：2016-09-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F16L55/027 , F16L55/07
摘要： 本发明提供一种管道降压装置，包括内芯筒体和外壳，所述内芯筒体的一端为开口端；内芯筒体的另一端为封闭端；所述外壳的两端都为开口端；所述内芯筒体和外壳内径不同；所述内芯筒体同轴插入外壳内部；内芯筒体的开口端和高压管道对接；内芯筒体开口端的外壁和外壳的一端密封设置；内芯筒体封闭端设置有支撑架，所述支撑架与外壳的另一端固连；所述内芯筒体的筒壁上径向设置有多个节流喷嘴。本发明降压能力强，单级降压可达35MPa。且其流量(压力)控制精度高，调整方便，根据流量及进出口压差，确定节流喷嘴的安装数量，可保证其流量控制精度优于5％，对于不同的工况，仅需调整喷嘴数量即可，方便快捷。
-
公开(公告)号：CN117589458A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311420268.6
申请日：2023-10-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及一种对接系统，具体涉及一种发动机与试车架对接系统及方法。该系统包括自动对接调度控制单元，与自动对接调度控制单元电连接的转运升降车和视觉位姿测量控制单元，以及与视觉位姿测量控制单元电连接的调姿机构；自动对接调度控制单元用于控制转运升降车将发动机运输至试车架的下方；调姿机构安装于转运升降车上；视觉位姿测量控制单元安装于转运升降车上；自动对接调度控制单元用于实时解算发动机和试车架上预设标志点之间的垂直误差值。本发明通过采集发动机和试车架上预设标志点的坐标值，再解析两者预设标志点之间的垂直误差值，最后对发动机实时调姿，实现了全自动化的对准。
-
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。
-
公开(公告)号：CN106247071A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610818046.3
申请日：2016-09-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F16L55/027 , F16L55/07
CPC分类号： F16L55/02781 , F16L55/07
摘要： 本发明提供一种管道降压装置，包括内芯筒体和外壳，所述内芯筒体的一端为开口端；内芯筒体的另一端为封闭端；所述外壳的两端都为开口端；所述内芯筒体和外壳内径不同；所述内芯筒体同轴插入外壳内部；内芯筒体的开口端和高压管道对接；内芯筒体开口端的外壁和外壳的一端密封设置；内芯筒体封闭端设置有支撑架，所述支撑架与外壳的另一端固连；所述内芯筒体的筒壁上径向设置有多个节流喷嘴。本发明降压能力强，单级降压可达35MPa。且其流量(压力)控制精度高，调整方便，根据流量及进出口压差，确定节流喷嘴的安装数量，可保证其流量控制精度优于5％，对于不同的工况，仅需调整喷嘴数量即可，方便快捷。
-
公开(公告)号：CN117629643A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311165647.5
申请日：2023-09-11
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机试验系统的全流程状态监测系统及方法，该系统包括分布式采集单元、数据传输单元和工艺参数在线预警单元；分布式采集单元具有多个输入端；分布式采集单元的输出端与数据传输单元的输入端连接；数据传输单元的输出端与工艺参数在线预警单元的输入端连接；工艺参数在线预警单元的输出端与外部的工位连接，工艺参数在线预警单元用于根据状态数据判断火箭发动机试验系统是否存在故障，或即将出现故障；若判断存在故障或即将出现故障，则向工位发送报警信息；若判断不存在故障，则不输出信息。本发明通过较少的数据采集点对多种故障状态预判，同时可有效避免环境因素的干扰，确保判断的准确度，可以提前进行故障预警。
-
公开(公告)号：CN106370241B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN201610817729.7
申请日：2016-09-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01F1/32
摘要： 本发明提供一种大口径低温涡轮流量计，包括壳体和依次安装在轴上的前导流架、叶轮和后导流架，前导流架壳体为中空锥体结构，锥体锥部为光滑圆弧面；前导流架壳体与轴的一端连接；前导流架叶片与壳体活动连接；叶轮壳体为中空结构；轴上设置有一对轴承，叶轮壳体安装在轴承上；后导流架壳体为中空结构，后导流架壳体和轴的另一端连接；后导流架叶片和壳体固连。本发明增大流量计口径的同时减小流量计质量和旋转部件的质量，即减小了转动部件的转动惯量，该流量计可以应用在通径为DN600，流量为0.6～1.2m3/s，压力为1.6MPa的管道上。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
12 条记录 (耗时 0.029 秒)