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公开(公告)号：CN116171018B
公开(公告)日：2023-08-18
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：CN116221484A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310113153.6
申请日：2023-02-15
Applicant: 中国人民解放军63921部队 , 北京航天试验技术研究所
IPC: F16K31/122 , F15B13/04 , F15B21/041
Abstract: 本发明属于火箭发射系统地面设备工程应用领域，公开了一种分段式气动阀执行机构。该执行机构通过控制第一电磁阀通电为第一气动阀提供操纵气，控制第一电磁阀开启向气缸右腔通气，推动辅助活塞与主活塞向左移动，推动拨叉带动阀门至15％开度；通过控制第二电磁阀通电为第二气动阀提供操纵气，控制第二电磁阀开启向气缸中腔通气，推动主活塞向左移动至缸体最左侧，推动拨叉带动阀门至全开状态；通过控制第三电磁阀通电为第三气动阀提供操纵气，控制第三电磁阀开启向气缸左腔通气，推动主活塞向右移动，拉动拨叉带动阀门至全关状态。本发明执行机构分两段固化二级阀门的开度，可以提高二级喷水近程转远程的响应时间，提升阀门动作的可靠性。
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公开(公告)号：CN110940788A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201911195880.1
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氢空间在轨管理地面真空试验绝热支撑工装系统。所述的绝热支撑工装系统由聚酰亚胺紧固螺母2、聚酰亚胺支撑件3、不锈钢连接螺钉4、不锈钢连接套环5、20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件6、真空放气微孔7、不锈钢支撑管8、液氮隔热夹套9、聚酰亚胺紧固件10、不锈钢支撑结构底座11、环氧树脂隔热板12组成。通过聚酰亚胺支撑件、利用聚酰亚胺紧固螺母和聚酰亚胺紧固件的低导热系数，以及聚酰亚胺支撑件沟槽型结构减少接触面积，通过不锈钢支撑管的圆形薄壁结构减少导热面积，通过液氮夹套的液氮温度降低导热温差，利用液氮结构位置综合降低导热长度，的低导热系数，综合实现导热量大幅度降低；通过20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件削弱热辐射漏热；使支撑管内真空度与真空舱内真空度10-3Pa和不锈钢支撑管上的真空放气微孔放气，消除了对流漏热的影响，使得绝热支撑工装系统的漏热降低到一个极低值，做到真正的“超级绝热”。
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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106014691A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610607947.8
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统，包括：火箭发动机安装平台、单向力测量及运动控制组件(共六套)、底座、测量及控制电缆、计算机测控系统。单向力测量及运动控制组件由下铰盒、下球铰、伺服电机、缸体、丝杠顶杆机构、测力传感器、上球铰和上铰盒。丝杠顶杆机构由丝杠和顶杆组成。通过计算机测控系统控制伺服电机旋转，丝杠将伺服电机的旋转转运动转化为顶杆的直线运动，进而带动火箭发动机安装平台的运动。计算机测控系统将六个测力传感器测得的单向力合成得到火箭发动机的推力矢量。伺服电机为真空电机，测力传感器为开放式结构，可在真空中进行摇摆控制和推力矢量测量。
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公开(公告)号：CN219850345U
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202320212850.2
申请日：2023-02-15
Applicant: 中国人民解放军63921部队 , 北京航天试验技术研究所
IPC: B05B15/60
Abstract: 本实用新型属于火箭发射系统地面设备工程应用领域，公开了一种用于喷水降噪的大型喷嘴支撑结构。该大型喷嘴支撑结构包括大型喷嘴、带隔振塑料垫可拆卸半环抱箍、大型喷嘴对接法兰、喷水竖直主输送管、竖直主输送管环向固定支撑腿、供水柔性软管对接法兰、供水柔性软管、大型喷嘴三角支撑、喷水竖直主输送管固定三角支撑、竖直主输送管侧向固定支撑柱。本实用新型通过供水柔性软管、环向焊接固定支撑腿、带隔振塑料垫可拆卸半环抱箍、大型喷嘴三角支撑、喷水竖直主输送管固定三角支撑、竖直主输送管侧向固定支撑柱等结构在立体空间巧妙的组合连接和应用，确保了大型喷嘴在大流量喷水以及火箭燃气动压载荷作用下的稳定支撑。
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公开(公告)号：CN219493232U
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202320212479.X
申请日：2023-02-15
Applicant: 中国人民解放军63921部队 , 北京航天试验技术研究所
IPC: F16K31/122 , F15B13/04 , F15B21/041
Abstract: 本实用新型属于火箭发射系统地面设备工程应用领域，公开了一种分段式气动阀执行机构。该执行机构通过控制第一电磁阀通电为第一气动阀提供操纵气，控制第一电磁阀开启向气缸右腔通气，推动辅助活塞与主活塞向左移动，推动拨叉带动阀门至15％开度；通过控制第二电磁阀通电为第二气动阀提供操纵气，控制第二电磁阀开启向气缸中腔通气，推动主活塞向左移动至缸体最左侧，推动拨叉带动阀门至全开状态；通过控制第三电磁阀通电为第三气动阀提供操纵气，控制第三电磁阀开启向气缸左腔通气，推动主活塞向右移动，拉动拨叉带动阀门至全关状态。本实用新型执行机构分两段固化二级阀门的开度，可以提高二级喷水近程转远程的响应时间，提升阀门动作的可靠性。
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公开(公告)号：CN203949788U
公开(公告)日：2014-11-19
申请号：CN201420028573.0
申请日：2014-01-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本实用新型公开了一种卫星或火箭上面级推进分系统质心测量及称重的装置，该装置由：底板、工字钢、顶板、称重模块、隔热板、转接环组成。其中称重模块由顶板、顶板上的限位装置、底板、0745不锈钢焊接密封称重传感器、传感器连接件构成。称重模块延转接环径向布置，4路模块按90度均布。上面级推进分系统底座与转接环用螺栓对接，垂直安装在转接环上，进行地面热试车。通过4路称重模块承受重力的分量计算推进分系统的质心位置，测量不同试车程序后，推进分系统质心位置的变化。同时通过测量推进分系统总重量计算出试车前推进剂加注量以及试车中推进剂实时消耗量以及试车后推进剂的泄出量。
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公开(公告)号：CN219573471U
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202320207391.9
申请日：2023-02-14
Applicant: 中国人民解放军63921部队 , 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本实用新型属于火箭发射噪声抑制工程应用领域，公开了一种大型火箭发射工位喷水降噪等效验证系统。该系统通过空气压缩机、空气源管路、阀门等给空气罐供气；通过空气罐连通管路、空气罐连通阀、空气罐、气罐增压管路、空气罐气动增压阀、预增压管路、水箱增压均布器给水箱进行增压；通过水箱供水阀、水箱排气阀、密闭水箱、进行供水；通过水箱出水防涡器、主输水管路、主输水管路压力计进行输水；通过喷水管路、喷水管路手阀、喷水管路气动调节阀、喷水管路气动快开阀、喷水管路流量计、喷水管路金属软管、喷水喷嘴实现喷水功能测试。本实用新型实现了发射场高位水箱重力势能喷水的最真实模拟，可以应用于发射场喷水降噪系统喷嘴特性以及喷水程序的测试。
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