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公开(公告)号：CN119122856A
公开(公告)日：2024-12-13
申请号：CN202310693671.X
申请日：2023-06-12
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明属于液体火箭发动机试验工艺技术领域，具体公开了一种蒸汽引射设备。通过将温度检测件的热敏结构放置在检测段内部，并将热敏结构安装在检测段靠近连接段的内壁上，并且将温度检测件的检测段抵接于连接段的外壁，使得热敏结构间接检测连接段的温度；热敏结构通过导线与信号采集设备通信连接，喷淋件与信号采集设备通信连接，并且喷淋件的喷淋端朝向连接段的外壁一侧设置，使得喷淋件可以收到信号采集设备将温度信号转变后的喷淋信号，使得喷淋件可以依据喷淋信号决定是否对连接段进行喷淋降温。本结构的蒸汽引射设备可以对连接段的温度进行实时测量和控制，提升了蒸汽引射设备的实用性。
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公开(公告)号：CN118323471A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410390077.8
申请日：2024-03-25
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: B64F5/60 , F16F15/02 , F16F15/067
Abstract: 本发明提供了一种在需要有较高自由度的飞行器试验中具有减震与稳定效果的保护支撑装置。属于飞行器试验测试技术领域。包括：转接架、缓冲器、阻尼器、地面平台等。被试飞行器安装于转接架中心，转接架下设有多组缓冲器与阻尼器，阻尼器与缓冲器中缓冲弹簧共同作用于缓冲器的上托盘上，上托盘中心有孔，孔中有中心杆穿过，转接架下方设有方形金属框与上托盘接触。缓冲器中心杆上方设有限位杆。本发明能在满足飞行器位姿试验的自由度的同时保证飞行器的安全，同时具备试验失稳时快速稳定飞行器的作用。
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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：CN118066041A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202211552790.5
申请日：2022-11-22
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种蒸汽引射系统蒸汽管路调节垫片，旨在提供一种保证水蒸气稳定送入、提升蒸汽引射系统的工作性能、简化工作步骤的垫片。其技术方案要点是调节垫片由上至下分别包括A面侧面和B面，A面的厚度由A面一侧的边缘向其中心对称位置方向逐渐增加，形成斜面，B面的厚度恒定，呈平面，外圆直径略大于蒸汽管路的外径，环宽略大于蒸汽管路的管壁厚度，且A面与B面的夹角为10°‑20°。调节垫片的材质为经退火处理的紫铜。将调整垫片安装在在蒸汽管路主体与出气段之间，增加蒸汽管道的密封性，增强引射能力，同时简化系统，去掉引射系统中的蒸汽管路角度调节装置和角度调节步骤。
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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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Patent Agency Ranking
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：CN119374676A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411712268.8
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种在轨贮箱剩余推进剂储量测量系统，由氧化剂贮箱(1)、氧化剂管路A(2)、氧化剂电磁阀A(3)、氧化剂管路B(4)、超声波流量计A(5)、氧化剂电磁阀B(6)、氧化剂管路C(7)、燃料贮箱(8)、燃料管路A(9)、燃料电磁阀A(10)、燃料管路B(11)、超声波流量计B(12)、燃料电磁阀B(13)、燃料管路C(14)、发动机(15)、振子A(16)、振子B(17)、振子C(18)、振子D(19)组成。通过超声波流量计A(5)测量氧化剂管路B(4)流量，计算得到氧化剂贮箱(1)剩余氧化剂储量。通过超声波流量计B(12)测量燃料管路B(11)流量，计算得到燃料贮箱(8)剩余燃料储量。
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公开(公告)号：CN117780529A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202410116227.6
申请日：2024-01-26
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种辅助引射套筒结构，涉及火箭发动机高模试验设备技术领域，以解决现有技术中辅助引射筒与引射筒之间通过导轨滑动连接，容易导致的高低温交变下辅助引射筒跟随运动不顺畅问题，该辅助引射套筒结构包括引射筒、辅助引射筒和多组滑轮组，多组滑轮组分布于引射筒内侧的周向上，滑轮组的转动轴与引射筒和辅助引射筒的轴线相垂直设置，辅助引射筒设置于引射筒的内侧且其外壁与多组滑轮组相贴靠，辅助引射筒沿其轴向在引射筒内移动时带动多组滑轮组在辅助引射筒的外壁上滚动。本发明的辅助引射套筒结构能够保证辅助引射筒在发动机点火过程中运动流畅，避免卡滞，同时也保证了引射筒与辅助引射筒相对位置的稳定。
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公开(公告)号：CN219974647U
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202223200032.5
申请日：2022-11-22
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本实用新型公开了一种蒸汽引射系统蒸汽管路调节垫片，旨在提供一种保证水蒸气稳定送入、提升蒸汽引射系统的工作性能、简化工作步骤的垫片。其技术方案要点是调节垫片由上至下分别包括A面侧面和B面，A面的厚度由A面一侧的边缘向其中心对称位置方向逐渐增加，形成斜面，B面的厚度恒定，呈平面，外圆直径略大于蒸汽管路的外径，环宽略大于蒸汽管路的管壁厚度，且A面与B面的夹角为10°‑20°。调节垫片的材质为经退火处理的紫铜。将调整垫片安装在在蒸汽管路主体与出气段之间，增加蒸汽管道的密封性，增强引射能力，同时简化系统，去掉引射系统中的蒸汽管路角度调节装置和角度调节步骤。
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公开(公告)号：CN220151628U
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202321497113.8
申请日：2023-06-12
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本实用新型属于液体火箭发动机试验工艺技术领域，具体公开了一种蒸汽引射设备。通过将温度检测件的热敏结构放置在检测段内部，并将热敏结构安装在检测段靠近连接段的内壁上，并且将温度检测件的检测段抵接于连接段的外壁，使得热敏结构间接检测连接段的温度；热敏结构通过导线与信号采集设备通信连接，喷淋件与信号采集设备通信连接，并且喷淋件的喷淋端朝向连接段的外壁一侧设置，使得喷淋件可以收到信号采集设备将温度信号转变后的喷淋信号，使得喷淋件可以依据喷淋信号决定是否对连接段进行喷淋降温。本结构的蒸汽引射设备可以对连接段的温度进行实时测量和控制，提升了蒸汽引射设备的实用性。
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