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公开(公告)号：CN119574126A
公开(公告)日：2025-03-07
申请号：CN202411719091.4
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种旋转爆震发动机试验系统，由甲烷气瓶(1)、甲烷管路A(2)、电磁阀A(3)、甲烷管路B(4)、电磁阀B(5)、甲烷管路C(6)、氧气气瓶(7)、氧气管路A(8)、电磁阀C(9)、氧气管路B(10)、电磁阀D(11)、氧气管路C(12)、点火器(13)、压力传感器(14)、旋转爆震发动机(15)组成。点火器(13)采用等离子体点火器，其安装在旋转爆震发动机(15)上，用来点燃进入旋转爆震发动机(15)的甲烷与氧气的混合气体。压力传感器(14)采用水冷高频压力传感器，用来测量旋转爆震发动机(15)中的爆炸波压力。
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公开(公告)号：CN119414592A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411719241.1
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G02B26/08
Abstract: 本发明公开了一种基于三点电场驱动的MEMS万向旋转微镜及其制作方法。该微镜主要由微镜片、三点电场驱动系统、万向球铰结构和基座组成。微镜片通过万向球铰连接于基座，具备高精度的旋转能力。三点电场驱动系统由三个独立的电场驱动单元构成，分别布置在微镜片下方的不同位置，以实现对微镜片的多轴控制和任意方向的精确旋转。驱动单元通过电场分布力与微镜片相互作用，从而实现微镜的万向旋转。该设计具有结构简单、控制精确、响应速度快等优点。制作方法包括微加工技术步骤，确保微镜片的光学平整度和驱动系统的可靠性。该微镜广泛应用于光学成像、激光扫描和光通信等领域。
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公开(公告)号：CN116792349A
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202310281799.5
申请日：2023-03-18
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高精度原位校准力值自动加载装置，其中机械部分包括驱动器、电机、减速器和滚珠丝杠；液压部分控制液压缸无杆腔通过金属波纹管与主液压缸无杆腔连接形成密闭油腔；主液压缸有杆腔连接蓄能器；控制液压缸设置有进油口，主液压缸设置有排气口；工作时，主液压缸活塞推动移动组件发生微小位移，标准传感器示值信号通过信号采集通道反馈给控制系统，实现校准力值闭环精确加载。
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公开(公告)号：CN115728006A
公开(公告)日：2023-03-03
申请号：CN202211569267.3
申请日：2022-12-07
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于推力测量传感器长期稳定性监测系统及其方法，本发明涉及液体火箭发动机试验领域，通过比对装置，定期或在重大试验前快速确认标准传感器的性能指标，对比证书，同时建立的数据库，包含不同推力架不同发动机型号推力校准的各项性能指标，方便查阅比对，有效保证试验高质量、高效率的完成，避免了非必要的进度耽误。
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公开(公告)号：CN112611491A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011307091.5
申请日：2020-11-20
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明阐述了一种应用于液体火箭发动机试验推力测量的小样本不确定度评估方法，属于计量测试领域，航天发动机试验的参数是卫星发射成功与否的重要参考依据，准确测出推力矢量参数，能够为发动机的轨道控制和姿态调整在轨工作状态提供重要参考。发明以压电式推力矢量测量为例，详述了测量发动机推力矢量参数不确定度的原理以及具体评估过程，编制了软件，固化流程，便于现场试验人员直接输入数据，得出不确定度，简化流程。该软件不仅适用于推力矢量不确定度的评估，还可适用于发动机试验其他特性比如流量、温度等的不确定度评估，解决了发动机试验中数据样本容量小的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110879152A
公开(公告)日：2020-03-13
申请号：CN201911211186.4
申请日：2019-12-02
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提出一种液体火箭发动机试验数据诊断策略，具有良好通用性和可行性，能够给试验人员提供层次化的试验数据实时判读方法，综合更多的试验数据信息，对量化的故障模式进行识别，进而做出应对策略的推送，保障试验过程人财物的安全。包括以下步骤：第一步：建立量化故障模式标准化库；第二步：执行传感器和变换器失效检测逻辑；第三步：执行发动机参数异常检测逻辑；第四步：执行发动机故障模式检测逻辑。
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公开(公告)号：CN106014691B
公开(公告)日：2018-08-31
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、上球铰和上铰盒组成。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：CN106642674A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611078721.X
申请日：2016-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
CPC classification number: F24H3/002 , F24H9/0052 , F24H9/02 , F24H9/2071 , F24H2250/02
Abstract: 本发明公开了一种高温高压纯净空气供应装置，所述的高温高压纯净空气供应装置由耐压容器(1)、电阻加热器(2)、增压阀(3)、供气阀(4)、调压电源(5)、压力传感器(6)、温度传感器(7)、监控设备(8)、叶栅装置(9)、分配器(10)组成，用于向用气设备供应压力、温度稳定的高温高压纯净空气。
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公开(公告)号：CN119643150A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411719343.3
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高空舱内试验件攻角和偏航组合系统，整套系统包括攻角机构、偏航机构、控制装置、测控软件、管道及附件、线缆及附件、隔热结构等，其中攻角机构包含动平台、静平台、转轴系统、角度调节装置、承载装置等装置，该机构具有锁紧装置、角度测量和闭环反馈，并配置限位保护开关功能；偏航机构包含动平台、静平台、转轴系统、承载装置、角度调节驱动缸等，并考虑系统的隔热措施。偏航机构也具有锁紧装置、角度测量以及闭环反馈，并配置限位保护开关功能。
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公开(公告)号：CN114215661B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202111351743.X
申请日：2021-11-16
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机中心定位推力矢量测力仪，由下盖板法兰、三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D组成、上盖板法兰、定位销A和定位销B组成；三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D分别安装在下盖板法兰的凹槽上，上盖板法兰通过凸台圆孔结构与下盖板法兰连接；定位销A和定位销B用于对下盖板法兰进行周向定位。
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