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公开(公告)号：CN106247065A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610639739.6
申请日：2016-08-08
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F16L51/02
Abstract: 本发明公开了一种补偿真空舱内低温管道温度应力的结构，由(1)真空舱壁、(2)真空舱上法兰孔壁、(3)法兰片1、(4)法兰片2、(5)法兰片3、(6)法兰片4、(7)波纹管、(8)低温管道、(9)低温管道法兰接口组成。它利用真空舱上法兰口上的波纹管来补偿真空舱内低温管道的温度应力，解决了真空舱上过舱低温管道的补偿、绝热和拆装问题。
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公开(公告)号：CN102748961B
公开(公告)日：2014-07-02
申请号：CN201210247409.4
申请日：2012-07-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F28C3/06
Abstract: 一种新型的导流槽冷却系统，它由水泵冷却系统和自流冷却系统两部分组成，两者之间通过一根大管道相连通；所述水泵冷却系统是由水泵房、过滤器、主管道、支管道和中心水箱组成，它们按上述顺序，彼此互相连接；所述自流冷却系统是由蓄水池、大管道、电动闸阀、放水阀、过滤器、主水管、支水管和自流水箱组成，它们按上述顺序，彼此互相连接；本发明结合了干冷式导流槽及水冷式导流槽的优点，将多个水箱之间焊接形成一个整体，进行分区冷却，火焰中心区域气流速度高，温度高，冲刷力强，利用水泵冷却系统进行冷却，其余区域使用自流冷却系统进行冷却。它在冷却设备技术领域里具有较好的实用价值和广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN103278330A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310143865.9
申请日：2013-04-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种姿轨控发动机试验平台推进剂流量比对测量系统，包括：试车储箱、出液手阀、涡轮流量计1、涡轮流量计2、质量流量计1、质量流量计2、电磁阀、孔板、称重容器、高精度电子秤、微机采集系统、回液阀。通过增压模拟实际发动机试验时管路及流量计受压情况，利用孔板模拟实际流阻。推进剂由试车储箱经过出液手阀、涡轮流量计1、涡轮流量计2、质量流量计1、质量流量计2、电磁阀、孔板流入称重容器。将微机采集系统测量的电压信号与高精度电子秤测量的数据相比较，得到各个流量计的公式。比对结束后推进剂从称重容器通过回液阀和出液手阀回到试车储箱。
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公开(公告)号：CN103133183A
公开(公告)日：2013-06-05
申请号：CN201310048128.0
申请日：2013-02-06
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置，本发明将长明火炬布置在推力室喷管出口，长明火炬采用氢气为能源，火焰燃烧混合比范围宽，当发动机点火工作时，首先排出推力室的大量低温氢被长明火炬点燃，随后燃气被大流量氮气引流到远离发动机的地带，在推力室外周设置氮气引流环，沿径向圆周设置的至少3排的针孔可以起到引流作用；沿轴线圆周焊接的喷嘴，垂直于推力室轴线水平喷射高速氮气，起到阻火、降温、灭火的作用，提高了发动机试验的安全性；本发明将高压电缆和导电杆采用螺纹连接，外部采用陶瓷和金属护网进行防热保护，提高了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN102748961A
公开(公告)日：2012-10-24
申请号：CN201210247409.4
申请日：2012-07-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F28C3/06
Abstract: 一种新型的导流槽冷却系统，它由水泵冷却系统和自流冷却系统两部分组成，两者之间通过一根大管道相连通；所述水泵冷却系统是由水泵房、过滤器、主管道、支管道和中心水箱组成，它们按上述顺序，彼此互相连接；所述自流冷却系统是由蓄水池、大管道、电动闸阀、放水阀、过滤器、主水管、支水管和自流水箱组成，它们按上述顺序，彼此互相连接；本发明结合了干冷式导流槽及水冷式导流槽的优点，将多个水箱之间焊接形成一个整体，进行分区冷却，火焰中心区域气流速度高，温度高，冲刷力强，利用水泵冷却系统进行冷却，其余区域使用自流冷却系统进行冷却。它在冷却设备技术领域里具有较好的实用价值和广阔的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116171018A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310175405.8
申请日：2023-02-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及航天试验技术领域，具体涉及一种热沉冷却系统及方法。本发明的热沉冷却系统包括设置在真空舱内的热沉结构，以及第一冷却组、第二冷却组和第三冷却组，每一组中气态介质在增压阀的作用下将液态低温介质压入热沉结构进行降温。本发明提供的热沉冷却系统可以采用氮气和液氮冷却热沉结构至接近77K、采用氢气和液氢冷却热沉结构至接近20K，以及采用氦气和液氦冷却热沉结构至接近4K，三组冷却组对热沉结构进行分级降温冷却。根据不同试验类别和需求分级预冷形成满足要求的模拟宇宙冷黑环境的低温热沉，冷量得到充分利用；同时，单位体积价格大约为液氢10倍、液氮50倍的液氦用量得以减少，极大地降低了能源损耗和试验成本。
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公开(公告)号：CN111219268A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201911195878.4
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置，该装置由燃气导流筒、氮气引射环、氮气供气管路、氮气供气手阀、远控气动阀及气源压力表组成。发动机启动时，发动机燃气流经燃气导流筒中心，周边热气沿燃气导流筒内壁被吸入至燃气导流筒下方，实现了发动机点火燃气导流功能；发动机关机时，打开氮气供气管路阀门，高压氮气通过氮气供气管路进入氮气引射环，并经由氮气引射环上的小孔流出形成高速氮气引射流，发动机燃气被高速氮气引射流夹带至燃气导流筒下方，实现了发动机关机燃气导流功能。本发明通过发动机、燃气导流筒、氮气引射环之间的配合，解决了航天器试验时被发动机高温燃气引燃的问题。
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公开(公告)号：CN106247065B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201610639739.6
申请日：2016-08-08
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F16L51/02
Abstract: 本发明公开了一种补偿真空舱内低温管道温度应力的结构，由真空舱壁(1)、真空舱上法兰孔壁(2)、法兰片1(3)、法兰片2(4)、法兰片3(5)、法兰片4(6)、波纹管(7)、低温管道(8)、低温管道法兰接口(9)组成。它利用真空舱上法兰口上的波纹管来补偿真空舱内低温管道的温度应力，解决了真空舱上过舱低温管道的补偿、绝热和拆装问题。
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公开(公告)号：CN109597395A
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201811404597.0
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提出一种发动机试验数据管理系统及运行方法，该系统包括以下模块：数据采集模块、数据传输模块、数据处理模块、数据监控模块、数据分析评估模块。试验数据经采集模块客户端进入到基于交换机和UDP协议的数据传输系统实现大批量试验数据的高速率实时性传输，在本分布式网络架构中应用客户端从网络实时读取数据，可同时进行试验数据快速处理、故障诊断、数据报告自动生成、试验数据存储管理和统计分析等一系列试验相关操作。整个系统具有可扩展性好、稳定性好、可靠性好、实时性好等优势，不仅能实现发动机试验数据多应用的实时同步处理和分析，同时能够为试验数据的管理和展示提供现场技术保障。
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公开(公告)号：CN107966048A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711095199.0
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F28D7/08
CPC classification number: F28D7/08
Abstract: 本发明公开了一种冷却器，所述的冷却器由来流入口(1)、外壳(2)、扩张段(3)、导流锥(4)、光管冷却段(5)、冷却光管(6)、冷却光管冷却水入口(7)、冷却光管冷却水出口(8)、翅片管冷却段(9)、冷却翅片管(10)、冷却翅片管冷却水入口(11)、冷却翅片管冷却水出口(12)、导流锥冷却水出口(13)、外壳冷却水出口(14)、来流出口(15)、导流锥冷却水入口(16)、外壳冷却水入口(17)组成，用于冷却高温来流气体。
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