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公开(公告)号：CN114215661A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111351743.X
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机中心定位推力矢量测力仪，由下盖板法兰、三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D组成、上盖板法兰、定位销A和定位销B组成；三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D分别安装在下盖板法兰的凹槽上，上盖板法兰通过凸台圆孔结构与下盖板法兰连接；定位销A和定位销B用于对下盖板法兰进行周向定位。
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公开(公告)号：CN120038714A
公开(公告)日：2025-05-27
申请号：CN202510147250.6
申请日：2025-02-07
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种自动选取物品的智能装载车，该装载车旨在提高物品选取的效率和准确性。该装载车包括机械臂、图像识别系统、动力系统和物品放置柜。机械臂用于执行物品的抓取和放置操作，其灵活性和精确度通过多轴设计得到增强。图像识别系统通过摄像头实时获取物品的图像信息，并利用先进的算法进行分析和识别，从而指导机械臂的动作，还能识别路况信息，从而引导放置柜移动。物品放置柜则用于存放取来的物品，通过驱动轮实现装置的移动，能够在不同环境中灵活行动。该智能装载车可应用于火箭发动机的零配件仓储等领域，通过自动化操作减少人力投入，提高了零配件选取的工作效率和安全性。此外，该装载车的模块化设计便于维护和升级，能够根据不同需求进行定制。
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公开(公告)号：CN119666230A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411719279.9
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种结合多项式拟合与神经网络算法的压力传感器温度补偿方法，属于传感器技术领域，其包括以下步骤：在广泛的温度和压力范围内采集压力传感器的输出数据，对采集的数据进行清洗和归一化处理，去除异常值；根据采集的数据，使用最小二乘等方法进行多项式拟合，对原始数据进行初步补偿，计算出初步补偿后的压力值；构建神经网络结构，使用经过初步补偿的数据对神经网络进行训练，调整神经网络的权重和偏置，使神经网络输出与实际压力值的误差最小化；将实时测量的温度值和传感器输出值输入到经过训练的系统中，先通过多项式拟合模型进行初步处理，然后将结果输入到神经网络，神经网络输出的就是经过温度补偿后的最终压力值。
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公开(公告)号：CN119509982A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411712090.7
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公布了一种旋转爆震发动机流场测试装置，由144只温压一体传感器和旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)组成，144只温压一体传感器分成八组传感器，每组可以用来测量旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)沿轴向的压力及温度分布，这八组传感器组合使用就可以用来测量旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)整个流场的压力及温度分布。
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公开(公告)号：CN119374676A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411712268.8
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种在轨贮箱剩余推进剂储量测量系统，由氧化剂贮箱(1)、氧化剂管路A(2)、氧化剂电磁阀A(3)、氧化剂管路B(4)、超声波流量计A(5)、氧化剂电磁阀B(6)、氧化剂管路C(7)、燃料贮箱(8)、燃料管路A(9)、燃料电磁阀A(10)、燃料管路B(11)、超声波流量计B(12)、燃料电磁阀B(13)、燃料管路C(14)、发动机(15)、振子A(16)、振子B(17)、振子C(18)、振子D(19)组成。通过超声波流量计A(5)测量氧化剂管路B(4)流量，计算得到氧化剂贮箱(1)剩余氧化剂储量。通过超声波流量计B(12)测量燃料管路B(11)流量，计算得到燃料贮箱(8)剩余燃料储量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114136632A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111358473.5
申请日：2021-11-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 一种用于大推力液体火箭发动机推力测量系统中的预紧力调节装置的主体至少包括固定在动架环上的底座，固定于推力架的定架上的顶座，起力臂传递作用的板簧及连接结构。其中，通过板簧形成力臂减少操作人员施加的作用力，连接机构中使用关节球轴承对施加作用力进行调心。加载时，通过力矩扳手调整定位座，通过板簧变形而吊起动架，进而使工作传感器受压，实现预紧力的加载。本发明的优点是可保证施加作用力与推力轴线一致，不影响推力的测量精度；操作方便，只需要使用力矩扳手即可加载均匀，特别适合于大吨位载荷加载的场合，在多次液体火箭发动机试验中均取得良好的效果。
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公开(公告)号：CN110057493A
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201910247825.6
申请日：2019-03-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机推力测量装置动态校准系统，包括定架、工作力传感器、磁铁、线圈、导线1、电源、导线2、高速继电开关、导线3、标准力传感器、校准支架、测量电缆1、控制电缆、计算机、测量电缆2。高速继电开关为常闭型，通电后，线圈与磁铁间形成相互排斥的磁场，工作力传感器与标准力传感器所受到的力，大小相等，方向相反。计算机发出断开命令后，通过控制电缆驱动高速继电开关断开，线圈内电磁场消失，线圈与磁铁间的相互作用力消失，工作力传感器和标准力传感器上的作用力同时消失，实现了标准力的快速卸载，产生负阶跃动态力。测量出工作力传感器的负阶跃信号，并与标准力传感器的数值进行比对就实现了动态校准。
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公开(公告)号：CN116709623A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310611160.9
申请日：2023-05-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: H05H1/34
Abstract: 本发明公开了一种新型可拆卸等离子体点火器，由接管嘴(1)、中心体(2)、陶瓷套筒(3)、陶瓷压板(4)、外筒(5)、内六角螺栓A(6)、内六角螺栓B(7)、六角螺母A(8)、六角螺母B(9)组成。接管嘴(1)焊接在中心体(2)上，中心体(2)一端插入陶瓷套筒(3)，陶瓷套筒(3)插入外筒(5)，陶瓷压板(4)通过内六角螺栓A(6)、内六角螺栓B(7)、内六角螺母A(8)、内六角螺母B(9)将中心体(2)、陶瓷套筒(3)与外筒(5)压紧连接。接管嘴(1)及中心体(2)为阴极，外筒(5)为阳极。该等离子体点火器结构简单，拆卸方便，阴极与阳极间绝缘性好。
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公开(公告)号：CN115113538A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202111351744.4
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种发动机试车台进排气多参数控制系统建模仿真方法，属于航空航天技术领域。本发明首先基于试车台进排气系统布局及关键部件参数在AMESim中建立气动仿真模型；然后依据进排气系统温度、压力、流量多参数控制策略在Simulink中建立控制系统模型；最后生成AMESim和Simulink的联合仿真接口，完成试车台进排气多参数控制系统的仿真建模。本发明充分利用AMESim在一维气动仿真、Simulink在控制仿真中的建模优势，简化了建模过程、提高了建模准确性及控制参数整定效率；利用仿真样机模拟调试，降低试验成本、缩短试验周期。
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公开(公告)号：CN114018475A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111373814.6
申请日：2021-11-19
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L27/00
Abstract: 本发明提供了一种全自动压力表校准装置，包括伺服电机驱动的压力加载装置，伺服电机控制器，压力控制器，数据采集系统，人机交互系统，报告打印系统。传统的压力校准方法中压力的加载，数据的记录等都是靠人工完成的，效率较低，也会受到人为因素的影响。为了解决上述问题，提出一种能够使压力表的全部校准流程自动完成并自动采集和分析数据并出具检验报告的全自动压力表校准装置，大大提高的工作效率，避免了人为因素造成的误差。
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