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公开(公告)号：CN107014454A
公开(公告)日：2017-08-04
申请号：CN201611077642.7
申请日：2016-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01F1/86
CPC classification number: G01F1/86
Abstract: 本发明提出一种计算低温介质稳态流量的方法，能够给出高精度的稳态流量参数，精度达到0.05％。本发明的方法基于分节式电容液位计，能够解决贮箱加注过程中产生的扰动对分节式液面计的干扰影响。本发明在分节式电容液位计的结构设计中引入参考位置小节，并提出一种准确分辨分节式电容液位计的三角波拐点信号的方法，能够替代人工计算，自动识别参考位置波，自动精确计算质量流量。
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公开(公告)号：CN102980627B
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201210489363.7
申请日：2012-11-26
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01F23/04
Abstract: 本发明提供一种超长杆式液面计的柔性连接结构，能够在受到液体的冲击后，直杆式液面计发生轻微的摆动，使液体的冲击力衰减至最低，确保液面计不被损坏。该连接结构将一根杆式液面计分成许多段，所述连接结构包括托架、摆杆和压盖，托架将柔性连接结构与上一段液面计螺纹连接，压盖将柔性连接结构与下一段液面计螺纹连接，均用双螺母防松；托架中部是一个圆锥面，与之相配合的摆杆头部是一个球面，受到外力时，摆杆的球面和托架的锥面之间发生摆动，消除液体冲击效应；压盖内壁与外壁均有螺纹，外螺纹与液面计连接，内螺纹用于连接固定摆杆，同样采用双螺母防松；上段液面计与下段液面计之间的间隙，由摆杆旋入压盖的长度决定。
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公开(公告)号：CN103575360A
公开(公告)日：2014-02-12
申请号：CN201210250511.X
申请日：2012-07-19
Applicant: 北京航天试验技术研究所 , 北京航天峰光电子技术有限责任公司
IPC: G01F23/26
Abstract: 本发明提供了分节电容液位传感器测量电路实现方法，包括交流激励源、前置放大单元、加法器、减法器、中间放大单元、检波器、低通滤波器。本发明解决了现有方法中对测量电路与传感器距离的严格限制，当液位快速变化时响应能力不足，以及只能测得单一变换信号的问题，很大程度上扩展了分节电容液位传感器的应用范围。
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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：CN111256033A
公开(公告)日：2020-06-09
申请号：CN202010062577.0
申请日：2020-01-20
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F17C13/02
Abstract: 本发明公开了一种用于测量液氢贮箱中温度场的展开机构。所述的展开机构由主杆、横杆、转轴、定滑轮、下封头、钢丝绳、钢丝绳卡口组成。采用拉动向上和向下钢丝绳的方式，将呈十字展开形式的温度测量装置方便的通过狭窄的法兰口放入贮箱内部，以测量贮箱内部轴线方向和直径水平方向的温度。本发明结构巧妙，并在液氢贮箱中得到了应用，还可在液氧等其他低温贮箱中应用。
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Patent Agency Ranking
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：CN105138755A
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201510498261.5
申请日：2015-08-14
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开一种液体火箭发动机试验台故障响应生成器的设计方法，一：对液体火箭发动机的历史试验数据进行故障程度评估，得到故障诊断信息、故障预测信息和故障程度等级；二：汇总整个试验阶段的故障程度等级得到故障程度等级曲线，建立故障程度等级库；三：建立从故障诊断信息和故障预测信息到故障程度等级库的映射，并对故障程度等级库中故障程度等级曲线的各个级别分别对应上根据历史维修情况所得的维修等级，得到故障响应决策模型；四：对不同的维修等级链接不同故障干预控制措施，完成液体火箭发动机试验台故障响应生成器的设计。本发明能针对不同故障及其征兆提前制订维修方案，减少维修盲点，提高试验系统使用寿命和可靠性。
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公开(公告)号：CN104444980A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410718502.8
申请日：2014-12-01
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: B66F19/00
CPC classification number: B66F11/00
Abstract: 本发明一种单驱动同步升降机构，主要由主传动机构和4套升降机组件构成；其中，4套升降机组件均布于同一圆周上；所述主传动机构包括交流电动机、第一主传动带轮、第二主传动带轮、带轮短轴、同步带、张紧轮、联轴器、4个升降机从动带轮及中间轴；交流电动机的输出轴与第一主传动带轮键联接，第一主传动带轮通过带轮短轴和联轴器与中间轴的一端联接，中间轴的另一端与第二主传动带轮键联接；4个升降机从动带轮分别与4套升降机组件上的升降机传动轴键联接，两主传动带轮与分别与两个升降机从动带轮及张紧轮通过同步带传动连接。本发明可实现交流电动机对4套升降机组件的同时控制，提高标准砝码加载/卸载时的稳定性。
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公开(公告)号：CN114252268A
公开(公告)日：2022-03-29
申请号：CN202111534749.0
申请日：2021-12-15
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了有气体吹入的燃气发生器头腔充填试验装置及试验方法，包括：液体供应路、气体供应路、头腔试验组件和高速摄影机，所述液体供应路和所述气体供应路在所述头腔试验组件之前汇合再与所述头腔试验组件连通，所述液体供应路能将不同流量的液体通过管路输入所述头腔试验组件内，所述气体供应路能将不同流量的气体通过管路输入所述头腔试验组件内，所述高速摄影机安装在所述头腔试验组件一侧，用于记录所述头腔试验组件的出流情况的图像及图像的拍摄时间，可以分析不同气液流量对燃气发生器头腔充填过程的影响。
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公开(公告)号：CN114169089A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111358474.X
申请日：2021-11-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明阐述了一种用于液体火箭发动机推力测量装置结构设计的校核方法，属于试验测试领域。液体火箭发动机的推力测量装置作为发动机试验的重要一环，不仅要满足强度要求，还要满足刚度要求和结构件的稳定性要求等。发明基于火箭发动机试验台推力测量装置的结构形式，按照推力测量装置原理的一致性和结构相通性，针对典型结构件的设计计算方法进行程序设计，包括计算模块和辅助设计模块，其中计算模块包括弹簧片设计计算、梁结构设计计算、杆件结构设计计算、螺纹结构设计计算、单双耳结构设计计算、弹簧设计计算、法兰设计计算，每个模块中常用金属材料力学性能参数，可通过辅助设计模块完成金属材料性能的自动查询和辅助检索功能，直接调入该模块，避免了翻阅大量设计手册的时间。重量计算模块实现所设计的推力测量结构重量的自动计算。本发明与手工校核相比大大减少了设计人员对结构校核的时间，提高了设计的效率，同时也可以应用到具有同类模块的其它结构设计中。
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