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公开(公告)号：CN110160894B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201810338441.0
申请日：2018-04-16
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及冲击载荷试验技术领域，公开了一种冲击载荷试验系统。该系统包括承力梁、弹性绳组件、第一安装组件、舱体模拟件、检测装置、第二安装组件、火工锁、与火工锁连接的火工锁电缆组件、转接工装、与转接工装连接的火工锁连接接口、火工锁连接部件、大底试验件和分离式加热模块，大底试验件通过火工锁连接接口和火工锁连接部件与火工锁连接；分离式加热模块用于对大底试验件进行加热，完成加热并分离到位后火工锁电缆组件点爆火工锁，以使大底试验件与火工锁分离；检测装置用于测量分离过程中的冲击力。由此，能真实模拟飞行时的自由状态和热环境，测量火工锁爆炸分离时飞行器受到的冲击载荷。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105372290A
公开(公告)日：2016-03-02
申请号：CN201510820839.4
申请日：2015-11-23
IPC: G01N25/20
CPC classification number: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，该装置包括压缩空气系统(A)、水/液氮供应系统(B)、第一试验件加热-降温试验平台(C)、第二试验件加热-降温试验平台(D)和数据采集与控制系统(E)。本发明有效的整合了飞行器的加热与降温系统，在加热-降温试验平台上通过直线滑轨实现试验件位置在加热端与冷却端之间的转换，在试验件达到预定温度后，沿轨道移动并触发行程开关使降温工质释放，实现降温的快速启动，能有效衔接加热与降温模拟试验过程；能够满足开发新的高速飞行器、保证其飞行安全的迫切需求，完善了地面热模拟试验方法。
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公开(公告)号：CN110160894A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201810338441.0
申请日：2018-04-16
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明涉及冲击载荷试验技术领域，公开了一种冲击载荷试验系统。该系统包括承力梁、弹性绳组件、第一安装组件、舱体模拟件、检测装置、第二安装组件、火工锁、与火工锁连接的火工锁电缆组件、转接工装、与转接工装连接的火工锁连接接口、火工锁连接部件、大底试验件和分离式加热模块，大底试验件通过火工锁连接接口和火工锁连接部件与火工锁连接；分离式加热模块用于对大底试验件进行加热，完成加热并分离到位后火工锁电缆组件点爆火工锁，以使大底试验件与火工锁分离；检测装置用于测量分离过程中的冲击力。由此，能真实模拟飞行时的自由状态和热环境，测量火工锁爆炸分离时飞行器受到的冲击载荷。
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公开(公告)号：CN109890091A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201711274220.3
申请日：2017-12-06
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种用于结构热试验的石墨加热元件、石墨加热器，所述的石墨加热元件由主体结构和端部结构组成，其中，至少一侧的端部结构与所述的主体结构呈夹角设置并用于与水冷电极的连接。本发明能够更大限度的消除加热盲区、很好的抑制了相邻石墨加热元件之间加热盲区的产生，保证结构热试验过程中辐射加热的均匀性，并有效的解决了结构件温区数量和大小对常规石墨加热元件设计的限制问题。且本发明提供的石墨元件的结构应用范围广泛，不仅限于波型石墨加热元件的应用，U型和S型也同样适用。
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公开(公告)号：CN105372290B
公开(公告)日：2017-09-12
申请号：CN201510820839.4
申请日：2015-11-23
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明公开了一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，该装置包括压缩空气系统(A)、水/液氮供应系统(B)、第一试验件加热‑降温试验平台(C)、第二试验件加热‑降温试验平台(D)和数据采集与控制系统(E)。本发明有效的整合了飞行器的加热与降温系统，在加热‑降温试验平台上通过直线滑轨实现试验件位置在加热端与冷却端之间的转换，在试验件达到预定温度后，沿轨道移动并触发行程开关使降温工质释放，实现降温的快速启动，能有效衔接加热与降温模拟试验过程；能够满足开发新的高速飞行器、保证其飞行安全的迫切需求，完善了地面热模拟试验方法。
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公开(公告)号：CN109882595A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201711274126.8
申请日：2017-12-06
Applicant: 北京机电工程研究所
Abstract: 本发明提供一种用于高振动频率下的真空舱动密封结构，包括：连接部，与真空舱舱壁连接固定，具有一中心通孔和若干通槽，其中，所述通槽沿中心通孔壁周向设置；振动台转接工装，穿过所述连接部的中心通孔，与真空舱外的振动台连接，且上述通槽与振动台转接工装相邻一侧为开口；密封组件，置于上述通槽内，用于热振动试验前后，实现与所述振动台转接工装之间的密封。本发明的动密封结构具有更长使用寿命、更高可靠性以及更低耗能，且能够解决高振动频率下真空舱密封结构易失效的问题。
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