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公开(公告)号：CN106837988A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611073499.4
申请日：2016-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F16C11/04
CPC classification number: F16C11/04
Abstract: 本发明公开了一种磁力柔性枢轴，包括定子和转子两部分，采用磁力方式确保转子无摩擦转动；所述定子具有叶片式抗转永磁体，与所述转子的抗转磁体之间的磁力提供高重复性的旋转抗力；所述定子具有止推磁体，与所述转子的止推永磁体构成闭式止推轴承形式，提供无摩擦的轴向支承力；所述定子上的止推磁体和抗转磁体，具有永磁、电磁、复合三种实现方式，形成永磁式磁力柔性枢轴、电磁式磁力柔性枢轴和复合式柔性枢轴三种形式。本发明使柔性枢轴具有无摩擦、无润滑、大作用面的特性，提供了高重复性的旋转抗力，消除了现有十字弹簧型柔性枢轴的循环使用次数的限制，无使用寿命极限，轴向支承力和旋转抗力可控可调，灵活可靠。
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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：CN118481873A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410675793.0
申请日：2024-05-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种低温推进剂宽范围变工况实时无级调节方法，用于航空航天发动机试验台、低温风洞变流量、压力大范围变化时低温推进剂的实时稳定供给。本发明所述的低温推进剂宽范围变工况实时无级调节方法包括低温推进剂增压控制分系统、低温推进剂变工况供给分系统和发动机流量调节分系统。低温推进剂增压控制分系统用于对低温推进剂贮箱增压。低温推进剂变工况供给分系统通过采用一定的控制算法同时实时改变大、中、小口径回流气动调阀的开度，实现回路后压力和主路供给流量的变化。发动机流量调节分系统通过改变发动机入口气动调节阀的开度改变发动机推进剂供给压力，进而改变进入发动机的推进剂流量。本发明具有全流程自动调节、调试工况少、控制精度高，响应时间短、应用范围广的特点，可用于液氧、液氮、液氢等低温推进剂的大范围实时变工况供给。
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公开(公告)号：CN117114643A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310281814.6
申请日：2023-03-18
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于RFID技术的试验测试设备管理维护系统，属于物联网领域，其包括以下步骤：使用EPC编码规则对试验测试设备进行编码；使用RFID技术制作电子标签；使用电子标签和扫描设备将试验测试设备信息录入信息管理系统；通过试验测试设备的最新状态信息实现报警管理；通过RFID读写器获取试验测试设备的位置信息；通过加密和解密算法确保试验测试设备数据的安全性。
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公开(公告)号：CN114518229A
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN202011306870.3
申请日：2020-11-20
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供了一种吸气式发动机超声速自由射流试验用超声速扩压器，由收集器、进口段、收缩段、二次喉道段、亚扩段、过渡段、等截面段组成，其中收集器、进口段、收缩段、二次喉道段、过渡段、等截面段的外表面形成发动机周边的超声速绕流扩压通道，过渡段、等截面段的内表面形成发动机喷管的超声速排气流扩压通道，在等截面段下游的二次喉道段内发动机绕流和发动机喷管排气流以亚声速混合并经由亚扩段排出至下游设备或大气环境。实践表明，与常规超声速扩压器相比，本发明的双涵道扩压器可以降低自由射流试验来流总压20％左右，效果显著。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112729673A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202011307093.4
申请日：2020-11-20
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L27/00
Abstract: 本发明的目的是提供一种用于火箭发动机推力校准的模拟力自动加载装置，包括：螺母、前端盖、O型圈、活塞、导向套、孔用斯特封、筒壁、轴用斯特封、防尘圈、活塞杆端盖、传动螺母、丝杆、轴端盖、轴承、导向杆、螺钉、紧定螺钉、缸套、后端盖、导向环、活塞杆、垫圈、弹簧垫圈、锁紧螺母、拉杆。丝杆可由电机驱动而转动，带动套在导向杆上的传动螺母、活塞杆端盖以及活塞杆沿轴向直线运动，从而带动活塞压缩筒壁前腔。丝杆一端伸入活塞杆端部的孔中，可以沿活塞杆轴向前后运动。混在油液中的空气会从排气孔排出，补油口用于对筒壁前腔补充油液，电机驱动活塞向前运动压缩筒壁前腔，会通过出油口c将压缩油液输送到推力校准系统中产生模拟推力。
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公开(公告)号：CN112412663A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011298587.0
申请日：2020-11-19
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种新型火箭发动机推力矢量校准装置，该装置由以下部分组成：基座(9)、推力矢量传感器A(1)、推力矢量传感器B(3)、推力矢量传感器C(6)、推力矢量传感器D(7)、加载法兰(10)、Fx加载器(14)、Fy加载器(2)、Fz加载器(5)、F1加载器(4)、F2加载器(8)、F3加载器(16)、F4加载器(15)、F5加载器(11)、F6加载器(13)、火箭发动机(12)组成。可以实现携带发动机的状态下进行火箭发动机推力矢量的三分力和三分力矩校准。
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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：CN108131336A
公开(公告)日：2018-06-08
申请号：CN201611072567.5
申请日：2016-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 一种混合室切向补气的超音速气体引射器，所述的引射器由引射气入口1、外壁2、被引射气入口3、第一混合室支板4、补气气入口5、第二混合扩压器6、第一混合室7、引射气喷嘴8、引射器喷嘴支板9、端盖10、第二混合扩压器支板11组成。切向补气经由第一混合室和第二混合扩压器形成的补气喷嘴在第二混合扩压器内部形成气动喉道，降低引射器最小起动压力，并可在有被引射气体(负载)情况下节约引射工质流量，从而保证引射器可靠起动并具有较高的引射能力。
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公开(公告)号：CN107907270A
公开(公告)日：2018-04-13
申请号：CN201711212531.7
申请日：2017-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L25/00
CPC classification number: G01L25/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机主推力真空现场校准系统，包括增压管道、液压缸、加载杆A、标准力传感器、加载杆B、火箭发动机、加载法兰、主推力传感器、转接架、真空舱、伺服电机、控制电缆、控制器。其中增压管道与液压缸相连。液压缸与加载杆A、标准力传感器相连、加载杆B相连、与火箭发动机串联安装。液压缸还与加载法兰、主推力传感器、转接架、火箭发动机串联安装。加载杆A、标准力传感器及加载杆B布置在加载法兰、主推力传感器及转接架的中心孔中。增压管道穿过真空舱与伺服电机相连，伺服电机与控制电缆相连，控制电缆与控制器相连。控制器通过控制电缆对伺服电机的动作进行控制，导致液压缸加载力的变化，实现自动加载。
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