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[发明专利]大口径低温涡轮流量计-CN201610817729.7有效
发明人：徐鸿鹏;靳远宠;沈继彬;赵万明;唐斌运;郭立;朱晓刚;李刚 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2016-09-12 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： G01F1/32 文献下载
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。
口径低温涡轮流量计

[发明专利]快开发射装置及强冲击动力发生系统-CN201810326029.7有效
发明人：要磊磊;徐敏;马艳;王娟;何立春;曹红伟;沈继彬 -专利权人：陕西航天机电环境工程设计院有限责任公司
申请日： 2018-04-12 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： F41A31/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种快开发射装置及强冲击动力发生系统，解决了现有强冲击发生系统充放气较慢，开启速度低的问题。快开发射装置实现了主气罐与发射控制气罐的一体式融合设计，减少了因管路连接带来的气体流阻，提高充气速度的同时也便于安装，同时将发射控制气罐设计为双作用活塞形式，通过合理的结构设计，使阀瓣关闭后形成自密封。填补了国内大口径强冲击动力发生系统的空白，提升了此类试验系统的整体技术水平，且本发明强冲击动力发生系统的成本较低，具有较高的经济效益。
开发装置冲击动力发生系统

[发明专利]液氧流量充填阀门的建压速率控制系统及控制方法-CN202110703580.0有效
发明人：向民;高强;沈继彬;肖彬;何立春;梁瑞;李荣 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-06-24 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： F16K31/12 文献下载
摘要：本发明涉及阀门建压速率控制技术，具体涉及一种高压低温大流量阀门的建压速率控制系统及控制方法，以解决现有高压低温大流量阀门在建压过程中，使用传统的气动截止阀作为高压低温大流量阀门的入口阀门难以对液氧高压大流量下的建压速率进行控制，高压低温大流量阀门的建压速率过快，不能满足40MPa/s‑70MPa/s建压速率要求的问题。本发明所提供的高压低温大流量阀门的建压速率控制系统，包括低温大口径恒压源、低温隔离阀门、隔离阀门控制系统；所述低温大口径恒压源与低温隔离阀门的入口端相连，所述低温隔离阀门的出口端与高压低温大流量阀门的入口通过控制管路相连。本发明还提供了一种高压低温大流量阀门的建压速率控制方法。
液氧流量充填阀门速率控制系统控制方法

[发明专利]一种介质射流增压供应装置及制作方法-CN202011271777.3有效
发明人：王栋;沈继彬;侯昱舟;赵恒;李国涛;徐玲;王斌;胡强 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2020-11-13 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： F04F5/10 文献下载
摘要：本发明提供一种介质射流增压供应装置及制作方法，解决现有蒸汽引射系统随着起动蒸汽引射泵数量增加，管道供应压力无法满足离心泵供应压力要求的问题。该装置包括高位水池、软化水池、射流泵系统及传感器组件；射流泵系统包括高压水管道、软化水吸入管道、射流增压单元和出口管道，射流增压单元包括入口阀、喷嘴、吸入室和混合室，混合室包括锥管、喉管和扩张管，吸入室的出口与锥管入口连通；高压水管道入口与高位水池连通，其出口通过入口阀与喷嘴的入口连通，喷嘴出口从吸入室入口伸入且靠近锥管设置，扩张管出口与出口管道的进口连通；软化水吸入管道的入口与软化水池连通，软化水吸入管道的出口设置在吸入室的侧壁。
一种介质射流增压供应装置制作方法

[发明专利]一种可调整流通面积的汽蚀管及其流通面积调整方法-CN202211187358.0在审
发明人：王朝;沈继彬;唐斌运;向民;李涛;刘涛 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-09-27 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机组件试验用装置，具体涉及一种可调整流通面积的汽蚀管及其流通面积调整方法，解决现有液体火箭发动机组件试验中挤压式推进剂供应系统采用的汽蚀管，难以满足挤压式推进剂供应系统在不同工况、流量下的精确控制要求，以及减小不同汽蚀管流通面积的设计时，造成调试的试验成本过高，试验效率较低的技术问题。该可调整流通面积的汽蚀管，包括外部壳体、汽蚀管工作型面模块、锥形头与汽蚀管驱动模块；外部壳体与汽蚀管工作型面模块同轴连接；汽蚀管驱动模块与锥形头连接，用于驱动锥形头转动且沿轴向移动实现汽蚀管流通面积的调整。该汽蚀管的流通面积调整方法，可实现根据需求调节汽蚀管的流通面积。
一种可调整流通面积汽蚀及其调整方法

[发明专利]液体火箭发动机内腔感应蓄热式热氮气供应装置及方法-CN202211187620.1在审
发明人：王朝;沈继彬;向民;杜彬;唐斌运;罗帅帅;李涛;陈雨;刘涛;陈朝建 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-09-27 - 公布日： 2023-01-06 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种液体火箭发动机试车加热装置，具体涉及一种液体火箭发动机内腔感应蓄热式热氮气供应装置及方法，解决现有低温液体火箭发动机通常采用外部热空气强制对流或者电热丝加热氮气的方式加热管道与发动机内腔氮气的方法，难以满足低温液体火箭发动机管道及发动机内腔快速回温要求的技术问题。液体火箭发动机内腔感应蓄热式热氮气供应装置，包括加热单元、压力监测单元、温度监测单元与控制单元；加热单元包括缓冲罐和设置在缓冲罐上的加热组件；缓冲罐的进气口用于与气源连接；压力监测单元、温度监测单元均设置于缓冲罐上，且分别与控制单元连接；控制单元用于根据缓冲罐的内腔氮气温度和外壁温度控制加热组件工作。
液体火箭发动机感应蓄热氮气供应装置方法

[发明专利]一种飞行器的机翼舵解锁装置-CN202210294598.4在审
发明人：张洪春;朱舒扬;沈继彬;麻军德;余爱英 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-03-23 - 公布日： 2022-06-10 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本发明提供一种飞行器的机翼舵解锁装置，解决目前不存在针对飞行器机翼舵的解锁装置，无法在自由射流试验中验证机翼舵打开过程的问题。该装置包括2个解锁机构及控制2个解锁机构驱动气供应的控制单元；解锁机构包括壳体、阀杆、挡板、弹簧、驱动气接口及设在壳体和阀杆之间的密封组件；壳体设在飞行器尾部，且位于2套机翼舵中间位置；壳体内由前至后设有依次连通的第一安装腔、驱动气腔和第二安装腔；阀杆包括依次同轴设置的第一轴段和第二轴段，第二轴段设在第二安装腔，第一轴段设在第一安装腔和驱动气腔内，其前端伸出壳体与挡板相连；弹簧设在第二安装腔，且两端分别通过第二轴段和壳体限位；驱动气接口设在壳体外壁上，并与驱动气腔连通。
一种飞行器机翼解锁装置

[发明专利]一种基于单片机的储箱增压控制系统及控制方法-CN202210002760.0在审
发明人：张小松;周亚奇;沈继彬;李鹏程;杨敏利;曹书睿 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-01-04 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： G05D16/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于单片机的储箱增压控制系统及控制方法；目的是解决现有技术中存在的使用人工手动增压无法保证增压精度，并且操作人员近距离接触高压气源有安全隐患的问题，本发明所提出的控制系统包括上位机、控制器、数字阀组以及压力传感器；上位机与控制器连接，控制器用来接受、解析、执行指令，同时将相应数据传送到上位机；压力传感器与控制器连接；数字阀组与控制器连接，用来调节被测储箱内的压力；数字阀组的基本单元为一个二进制节流孔板与一个二位二通电磁阀串联；二进制节流孔板安装在二位二通电磁阀内；数字阀组包括至少两组基本单元，至少两组基本单元并联后接入系统；至少两组基本单元的二进制节流孔板各不相同。
一种基于单片机增压控制系统控制方法

[发明专利]低温推进剂火箭发动机的流量计标定系统及方法-CN202110892142.3有效
发明人：唐斌运;陈雨;徐鸿鹏;沈继彬;高强 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-08-04 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： G01F25/17 文献下载
摘要：本发明涉及低温推进剂火箭发动机，具体涉及一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定系统及方法，以解决现有低温推进剂火箭发动机使用流量计进行流量测量时，流量计测量的精确性低，且只能进行短时间段的参考流量计标定的问题。本发明所采用的技术方案为：一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定系统，包括依次连接的容器加注单元、容器、供应管路、称重单元、快速回收容器、称重加注回收单元和回收单元；容器加注单元用于连接槽车和容器；供应管路包括温度传感器和压力传感器，以及依次管路连接的第一隔离阀、参考流量计、标定流量调节手阀、竖直主管和N个圆周均布的水平管。本发明还提供一种低温推进剂火箭发动机的流量计标定方法。
低温推进火箭发动机流量计标定系统方法

[发明专利]一种可移动燃气导流装置及其使用方法-CN202110813038.0有效
发明人：刘洋;杨战伟;沈继彬;张志涛;唐斌运;杨东;雷鸣;刘涛 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-07-19 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
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。
一种移动燃气导流装置及其使用方法

[发明专利]一种100kg/s级气体减压器的操纵气供应装置及其控制方法-CN202111404001.9在审
发明人：张洪春;张小松;沈继彬;李鹏程;周亚奇;余爱英;麻军德;曹书睿 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-11-24 - 公布日： 2022-04-12 - 主分类号： F17D1/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种100kg/s级气体减压器的操纵气供应装置及其控制方法，用于解决现有减压器操纵气系统无法现有100kg/s减压器会产生启动振荡和关机冲击的问题。本发明包括减压器、进气组件和排气组件；减压器连通进气组件和排气组件。本发明通过对基于减压器出入口的压力作为判断依据，通过单片机控制系统控制四个快开电磁阀的开关，实现对减压器操纵气腔进行充气或排气，使大流量减压器操纵气腔内压力变化迅速、稳定，保证了大流量减压器调节迅速、稳定供应的要求。
一种 100 kg 气体减压器操纵供应装置及其控制方法

[发明专利]一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法-CN202110814443.4有效
发明人：刘洋;沈继彬;高强;曹庆红;赵宏轩;舒晓波;杨东;罗帅帅 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-07-19 - 公布日： 2022-03-11 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明涉及一种燃气导流板，具体涉及一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法，其目的是解决现有燃气导流板存在无法使用于燃气冲击动压较高的大推力液体火箭发动机试验、无法满足导流槽在受发动机燃气直接冲击条件下快速冷却要求的技术问题。该导流板包括面板、底板和四个侧板围成的箱体，设置于箱体内的横、纵隔板，安装座，搭接钢板；横隔板将箱体内区域分割为多个单独的通道，每个横隔板上均设有第一通水孔；N个纵隔板位于多个通道内的隔板上均设有第二通水孔；面板的中间区域上密集设有斜向第一喷水孔，其两侧区域上均匀设有直向第二喷水孔；面板的两端位置上均设有放置搭接钢板的凹槽。该方法为该导流板在试验中的导流方法。
一种基于薄膜汽化冷却原理燃气导流及其使用方法

[发明专利]一种叶片式旋转试验件转速测量装置及其测量系统、方法-CN202111199655.2在审
发明人：朱舒扬;沈继彬;李国涛;王志武;周亚奇;张洪春;侯昱舟;曹一凡;王诚慧;李鹏程;雷佳颉 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-10-14 - 公布日： 2022-03-01 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供一种叶片式旋转试验件转速测量装置及其测量系统、方法，解决现有转速测量装置在测量过程中自身产生摩擦力矩，存在测得转速数据失真；试验周期长的问题。装置包括攻角调节机构、转轴机构和转速传感器；攻角调节机构包括攻角调节底板及设在攻角调节底板上方的攻角调节转动板；攻角调节底板和攻角调节转动板之间设有铰接件和角度调节组件，实现攻角调节转动板与攻角调节底板之间倾角调节；转轴机构包括转轴安装座和转轴，转轴安装座设在攻角调节转动板上，转轴通过轴承穿设在转轴安装座内，前端伸出转轴安装座；转速传感器包括同轴设在转轴上的齿轮及设在安装座内且与齿轮配合的接近开关，接近开关测量齿轮通过的齿数，获得转轴的转速。
一种叶片旋转试验转速测量装置及其系统方法

[发明专利]飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法-CN202111197994.7在审
发明人：李国涛;沈继彬;朱舒扬;王志武;周亚奇;雷倩楠;关春;王诚慧;胡强;曹一凡;李鹏程;雷佳颉 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-10-14 - 公布日： 2022-02-08 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种飞行器风洞试验中气动力矩的测量系统及方法，解决现有地面风洞试验中，测量设备自身的摩擦阻力特性影响飞行器自由滚转速率的问题。该系统包括转速测量装置、扭矩传感器和电机；转速测量装置包括转轴机构和转速传感器；转轴机构包括转轴安装座和转轴，转轴通过轴承穿设在转轴安装座内，且前端伸出转轴安装座，用于与试验件同轴连接；转速传感器包括同轴设置在转轴上的齿轮以及设置在安装座内且与齿轮配合的接近开关，接近开关测量齿轮通过的齿数，获得转轴的转速。扭矩传感器和电机依次同轴设置在转轴的后端，且扭矩传感器靠近转轴设置，电机用于驱动转轴转动。
飞行器风洞试验气动力矩测量系统方法

[发明专利]高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法-CN202111153505.8在审
发明人：李国涛;沈继彬;关春;王栋;余爱英;郭宁敏;雷倩楠;徐玲;王诚慧;胡强;郝华;王斌;王西昊;刘新原 -专利权人：西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-09-29 - 公布日： 2022-01-14 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法，解决现有空气舵的外舵连接转轴没有对接口，无法安装角度传感器，实现空气舵展开过程外舵角度测量的问题。该系统包括定位板、传动轴、传动轴支撑架、L型连杆、角度传感器、传感器固定支架和2个固定螺钉；定位板安装在飞行器侧壁上；传动轴通过传动轴支撑架安装在定位板上，且传动轴与外舵连接转轴同轴；L型连杆的一端与传动轴垂直固连，另一端开设U形缺口；2个固定螺钉分别位于U形缺口的两侧，以压接方式分别与外舵两侧面接触；角度传感器通过传感器固定支架安装在定位板上，且角度传感器的输入轴与传动轴同轴连接。
高速冲击状态飞行器展开角度实时测量系统方法

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