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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]一种姿控发动机二维平面温度场测量系统及方法-CN202310766266.6在审
发明人：肖晶晶;张素文;白宇;任钰;舒伊晗;高明荟;刘宇丰;宫厚娟;刘珅;南荻;邓天香 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-06-27 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01J5/00 文献下载
摘要：本发明涉及姿控发动机推力室温度测量系统及方法，具体涉及一种姿控发动机二维平面温度场测量系统及方法，解决了无法准确测量、定位姿控发动机推力室最高温度值及其位置的技术问题。本发明提供的姿控发动机二维平面温度场测量系统通过环形定位装置和N个信号采集装置建立了N视角测量系统，并通过高温辐射信号发生器和环形定位装置实现原位校准，减少了产生系统误差的影响因素，提高了系统的测量精度。本发明提供的姿控发动机二维平面温度场测量方法通过原位校准得到的温度变化系数对获得的N组具有位置关联的温度分布图像进行修正，并通过相邻图像配准、拼接技术将N组修正后的温度分布图像进行融合，提高了测温精度、图像与温度的匹配度。
一种发动机二维平面温度场测量系统方法

[发明专利]液氧煤油发动机试验用液氧容器容积的修正方法-CN202310689713.2在审
发明人：雷震;高强;雷鸣;霍涛;张萌;白金;吴锦凤;李宇;王柯婷;付琳琳 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-06-12 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种液氧煤油发动机试验用液氧容器容积的修正方法，以解决采用现有的激光标定法无法精准的测量出试车时液氧容器容积的问题。具体包括根据温度、压力以及液氧容器内液位计的影响，对液氧容器容积分别进行修正；再进行液氧容器容积修正。本发明根据液氧容器容积标定和试验条件的不同，确定了试验条件下液氧容积的影响因素，根据各个影响因素分别对液氧容积进行修正，再进行综合，该方法能够精准的测量出试车时液氧容器容积。
液氧煤油发动机试验容器容积修正方法

[发明专利]一种全量程肼类推进剂泄漏检测系统及方法-CN202110246243.3有效
发明人：付永涛;韩明;耿大鹏;刘强;吴波 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-03-05 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M3/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种全量程肼类推进剂泄漏检测系统及方法，解决现有肼类推进剂在贮存、转注、加注等过程，易出现泄漏风险，造成试验失败和安全事故发生的问题。该系统包括声光红外探测器、三通电磁阀、电化学探测器、气体吹扫组件以及控制机构；声光红外探测器设有采样点；三通电磁阀的进口端Ⅰ与声光红外探测器的排气口相连通，三通电磁阀的第一出口端与电化学探测器的进口端相连通，三通电磁阀的第二出口端与大气相通；电化学探测器的出口端通过第一止回阀与大气相通；气体吹扫组件包括吹扫泵和第二止回阀，第二止回阀一端与吹扫泵相接，另一端与电化学探测器的进口端相连通；控制机构用于控制三通电磁阀、吹扫泵、第一止回阀和第二止回阀的动作。
一种量程类推泄漏检测系统方法

[发明专利]一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法-CN202111328165.8有效
发明人：何小军;于军;周献齐;王宏亮;赵飞;李民民;党栋;张建明;衡小康;朱良麒;李宇;卜学星;黄鹏辉;张鹏 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-11-10 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明涉及火箭发动机高模试验，具体涉及一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统及方法。为了解决现有技术中存在的采用单一的高真空泵组用来实现液体火箭发动机76公里点火并维持后续工作时的真空条件，会增加试验系统规模，使试验系统造价太大且工作可靠性不高的问题。本发明包括真空泵组，真空舱、发动机、膜片隔离装置以及蒸汽引射系统；真空泵组通过第一管道与真空舱连通；蒸汽引射系统的扩压器前端伸入真空舱内，且正对发动机的燃气抽吸通道入口；膜片隔离装置安装在蒸汽引射系统的扩压器前端；蒸汽引射系统的扩压器后端通过第二管道与真空舱连通。本发明提出了基于一种火箭发动机试验76公里高空环境模拟系统的使用方法。
一种火箭发动机试验 76 公里高空环境模拟系统方法

[发明专利]一种实时数据的故障诊断辅助决策方法-CN202310798118.2在审
发明人：陈海峰;寇兴华;刘晓娜;郭浩;白文义;罗军;左明聪;路泽鑫;陈聪;王浩;黄立还;姚羽佳;赵涛;赵娜;安勇旭 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-06-30 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F16/2458 文献下载
摘要：本发明涉及一种数据故障诊断方法，为解决现有技术中历史数据无法保证在极端变化或突变情况下所统计的门限值的合理性和灵敏性，故障诊断的可靠性低的问题。本发明提出一种实时数据的故障诊断辅助决策方法，包括以下步骤：S1、建立故障数据库；S2、采集n个参数的实时数据；S3、将n个参数的实时数据传输信号值与故障数据库中对应的故障模式设定阈值进行实时比对，计算所有故障参数的重要性权值系数之和，并在故障次数达到M次时，更新故障数据库；S4、使用权重检测算法进行系统故障检测；S5、设置故障状态区间识别，判断系统故障所对应的故障状态，从而完成实时数据的故障诊断辅助决策判断。
一种实时数据故障诊断辅助决策方法

[发明专利]一种低温环境下尺寸测量的误差标定方法-CN202310569369.3在审
发明人：唐斌运;李大海;张萌;罗帅帅;王伟青;张富淦;刘涛 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-05-19 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01B11/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种低温环境下尺寸测量的误差标定方法，以解决低温设备在低温环境中工作时，无法准确获取其尺寸，且现有的标准球无法在低温环境下工作，导致难以作为误差标定基准，进而无法为低温下的尺寸测量、低温工作故障定位、低温设备的尺寸型面优化提供有效技术支撑的问题。本发明采用在常温下以标准球作为标定的基准，先获取常温下的测量误差，再以金属球从常温转至低温下的理论尺寸为基准，获取低温下的测量误差；将两个测量误差合并即为待测零件低温下测量的标定误差；使用该方法能够精准的获取低温设备在低温环境中工作时的尺寸，为低温工作故障定位、低温设备的尺寸型面优化提供有效的技术支撑。
一种低温环境尺寸测量误差标定方法

[发明专利]一种超分辨实时位移测量方法-CN202210448734.0有效
发明人：高林 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-04-26 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01B11/02 文献下载
摘要：本发明提供一种超分辨实时位移测量方法，克服了传统图像位移测量方法在速度和精度两方面难以兼顾的难题。本发明包括图像采集模块、图像训练模块、角点检测模块及位移计算模块；本发明通过下述测量方法予以实现：通过摄像机采集带背景和标记物的图像，将图像按照2:8进行划分，80%作为训练图像，20%作为验证图像，采用超分辨算法SRGAN训练图像，得到训练后的模型文件，模型文件学习了不同环境光变化对标记物识别的影响以及标记物边缘的多维特征值，将学习到的这些特征结合角点定位算法实现图像的精确定位和测量，本发明的测试方法在位移测量精度方面优于传统的图像位移测量算法，且准确度高，具有优良的性能。
一种分辨实时位移测量方法

[发明专利]液体火箭发动机凝胶粘度现场校准测量系统及方法-CN201711106103.6有效
发明人：窦双庆;刘阳;张慧君;王宏亮;令芸;李亮;王伟;李林永 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2017-11-10 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G01N11/16 文献下载
摘要：本发明涉及液体火箭发动机凝胶粘度现场校准测量系统及方法，该系统作为液体火箭发动机试验振动粘度计的现场校准、试验测量之用，系统由凝胶介质加载装置、模拟液供应容器、模拟液回收容器、恒温舱、振动粘度计及相关管路附件等部分组成。凝胶介质加载装置包括罐体，罐体垂直放置，罐体的上端安装有NPT转接头，NPT转接头用于安装被测试振动粘度计；罐体的下端设置有锥度变径段，锥度变径段的大端与罐体连接，锥度变径段的小端设置有入口焊接直通接头；罐体的侧壁靠近上端部位设置有出口焊接直通接头。本发明能够实现液体火箭发动机的现场测量与校准，消除了实验室测量的介质物理特性、温度、粘度与现场的差异，提高了液体火箭发动机凝胶推进剂粘度测量的准确性。
液体火箭发动机凝胶粘度现场校准测量系统方法

[发明专利]一种用于液体推进剂相容性实验的存储容器-CN202310656556.5在审
发明人：于君;邢钢;单世群;杨超;于忻立;杜宗罡;吴华 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-06-05 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B65D53/02 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于液体推进剂相容性实验的存储容器；解决实验中容器难以适应工作环境要求的问题；包括金属筒体、悬挂装置和密封装置；悬挂装置包括挂钩和安装挂钩的定位支撑板；定位支撑板搭接在金属筒体上端面的内沿上，定位支撑板上设置有加注孔和排气孔；密封装置包括加固环、密封盖、O型密封圈、加固螺盖和直通接口；加固环的外壁设置外螺纹，加固环的内侧壁下端与金属筒体外侧壁上端外沿固连；密封盖外侧壁下部设置安装O型密封圈的密封槽，密封盖外侧壁上部设置有外伸沿，密封盖顶部设置有上台阶，密封盖设置安装直通接口的泄压孔；密封盖外侧壁下部与加固环的内壁密封连接；加固螺盖下端开口，上端有上穿孔，加固螺盖与加固环螺接。
一种用于液体推进相容性实验存储容器

[发明专利]一种高压流体多级降压装置-CN202210357747.7有效
发明人：周璟莹;丁佳伟;李谦;张俊锋;郭浩;路泽鑫;薛博凯;黄立还;朱小江;李宗昌;王颖 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2022-04-06 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明属于降压装置及调试系统，为解决目前高压大流量流体降压时，大多采用多级孔板降压的方式，存在不利于降压管路布置和拆装工作量较大的技术问题，提供一种高压流体多级降压装置，包括同轴设置的壳体和内芯。壳体为两端开口设置的中空结构，壳体两端分别用于连接外部的流体管路。内芯固定设置于壳体内部。壳体内部沿流体入口端至流体出口端依次设置有一级节流结构、二级节流结构和三级节流结构，一级节流结构、二级节流结构和三级节流结构均同轴设置于内芯外部，用于对流经的流体依次进行节流。壳体内位于一级节流结构和二级节流结构之间、位于二级节流结构和三级节流结构之间，均设有膨胀腔，用于对流经的流体依次进行降压。
一种高压流体多级降压装置

[发明专利]一种液体火箭发动机试验水击压力波消减管路及消减方法-CN202111434759.7有效
发明人：丁佳伟;寇兴华;郭浩;贺宏;刘永伟;朱小江;路泽鑫;李谦;黄立还;李宗昌;安勇旭;韩建辉 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-11-29 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明属于水击压力波消减方法，为解决目前常规推进剂大流量高压挤压液体火箭发动机试验中，系统水击压力的次级压力波对发动机入口阀门、推进剂供应系统阀门和试验系统卡箍支架的可靠性会造成极大风险的技术问题，提供一种液体火箭发动机试验水击压力波消减管路及消减方法，通过增加高压排放管路的方式，能够有效抑制水击次级压力波，预先调节好高压排放管路的目标流量，即试验关机后的排放流量，在发动机点火前一定时间内，打开气动阀排放，直至发动机关机后一定时间内，再停止排放。
一种液体火箭发动机试验压力消减管路方法

[发明专利]一种高效率火箭发动机外表面回温系统及方法-CN202310495488.9在审
发明人：唐斌运;高强;马琛;陈雨;史雪梅;张富淦;曾宪林;宋阳 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2023-05-05 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明公开了一种高效率火箭发动机外表面回温系统及方法，以解决现有组装式封闭结构组装准备时间较长，导致工作效率低，回温时间长的问题。具体包括上柔性幕布、下柔性幕布以及加热机构；上柔性幕布的上端悬挂于所述氮气消防圈上，下端与站立平台接触；且上柔性幕布绕火箭发动机外围布置一周，形成上回温空间；下柔性幕布上端悬挂于所述站立平台下方，下端与地面接触；且下柔性幕布绕火箭发动机外围布置一周，形成下回温空间；加热机构的加热端与站立平台连接，并位于上回温空间或下回温空间内，用于提供热气。本发明不但提高了上回温空间和下回温空间布置的效率；而且加热机构可针对火箭发动机的重点部位进行加热，提高了回温效率。
一种高效率火箭发动机外表面回温系统方法

[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]一种镍-铱基负载型催化剂催化肼分解制氢的方法及装置-CN202111359603.7有效
发明人：徐涛;杜宗罡;李宁;吴玉秀;白海龙;李文生;巨璐;邢钢;吴华 -专利权人： 西安航天动力试验技术研究所
申请日： 2021-11-16 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： C01B3/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种催化肼分解制氢的工艺，具体涉及一种镍‑铱基负载型催化剂催化肼分解制氢的方法及装置，解决了现有肼制氢方法中催化剂活性较低、催化剂制氢选择性较低的问题。该方法包括以下步骤：步骤1.1)制备颗粒状氧化铝催化剂载体；步骤1.2)配制镍和铱金属摩尔比为1∶0.05‑4的水溶液；步骤1.3)采用液相浸渍法使颗粒状氧化铝载体负载镍和铱金属，随后依次进行固液分离、水浴干燥和焙烧处理；步骤1.4)重复步骤1.3)，直至氧化铝载体上的镍和铱金属负载量达到10‑40wt％后，依次进行氢气还原、含氧气1％‑10％的气氛老化处理，得到镍‑铱/氧化铝负载型催化剂；步骤2)使用镍‑铱/氧化铝负载型催化剂催化肼分解制取氢气。本发明还提供一种催化肼分解制氢的装置。
一种负载催化剂催化分解方法装置

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