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公开(公告)号：CN105675202A
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201610022015.7
申请日：2016-01-13
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L13/06
CPC classification number: G01L13/06
Abstract: 本发明公开了一种空间发动机羽流场真空微差压测量系统，通过采用锥面导流锥，并在其表面开有多个通孔安装传感器，可准确测量不同空间分布的发动机火焰压力；将导流锥加工成锥面，可避免高热量气体迅速反弹破坏发动机喷管。
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公开(公告)号：CN119413255A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411553744.6
申请日：2024-11-03
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于超声波测距技术的液氢储罐液位计，包括浮子、浮子限位网筒、超声波测距探头、航空插头、线缆、计算机，确保在液氢罐的设计条件下，液位计的有效性和可靠性。将浮标液位计和超声波测距技术相结合，与传统的电容式液位计相比，具有体积小、方便安装、成本低的优点。
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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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公开(公告)号：CN107945781A
公开(公告)日：2018-04-20
申请号：CN201711095200.X
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G10K11/16
CPC classification number: G10K11/161
Abstract: 本发明公开了一种消声器，所述的消声器由入口(1)、外壳(2)、扩张段(3)、消声段(4)、消声管束(5)、出口(6)组成，适用于降低高速气流排放噪声。
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公开(公告)号：CN107282534A
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201710543283.8
申请日：2017-07-05
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了液体火箭发动机试验压力传感器清洗装置，由超声波发生器、超声波换能器、清洗槽、清洗液、传感器清洗篮和壳体组成，其中，所述的传感器清洗篮包括清洗篮盖、密封圈、清洗篮主体和清洗篮底座；所述清洗篮盖盖在清洗篮主体上，密封圈位于清洗篮盖和清洗篮主体的接合处，用于防止清洗液通过清洗篮盖和清洗篮主体之间的缝隙流入传感器清洗篮内部；清洗篮主体放置在清洗篮底座上，可在清洗篮底座上转动角度；清洗篮盖自带M14x1.5内螺纹，与压力传感器的机械接口配合，并利用密封弹簧垫进行密封。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119618348A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411553746.5
申请日：2024-11-03
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于激光测距技术的液氢储罐液位计，包括浮子、浮子限位网筒、激光测距探头、航空插头、线缆、计算机，确保在液氢罐的设计条件下，液位计的有效性和可靠性。将浮标液位计和激光测距技术相结合，与传统的电容式液位计相比，具有体积小、方便安装、成本低的优点。
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公开(公告)号：CN119267648A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411593887.X
申请日：2024-11-08
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本申请提供自适应支撑装置，当加注管路变形时，支撑构件通过扣设部能够在滚动部上沿平面方向移动，以使支撑构件适应加注管路的变形；定滑轮调节部通过撑起构件设置于底座，固定部沿第二方向的两端沿伸有第一凸耳；定滑轮调节部通过连接绳分别连接有配重调节部和第一凸耳，使得配重调节部的重量与平面方向调节组件、支撑构件以及加注管路的总重量相等。本申请巧妙地在平面方向调节组件中嵌入了竖直方向调节组件，使得本申请即能够实现平面方向上的自适应还能够实现竖直方向上的自适应，从而更能够配合加注管道的变形以及加注管道的运动，保证保证箭地接口不受震动或管路变形损伤，导致低温推进剂泄露。
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公开(公告)号：CN104568447A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510008476.4
申请日：2015-01-08
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明提供一种液体火箭发动机脉冲后效冲量的快速计算系统，包括数据采集装置、供电装置、燃烧室压力标志开关、阀电流标志开关、脉冲信息器、脉冲个数记录器、脉冲宽度记录器、冲量存放器及显示界面；其中数据采集装置，用于采集试验参数，并将试验参数中包含的燃烧室压力信息和用于控制燃烧室开闭的阀电流脉冲信号同步分流出；燃烧室压力标志开关用于指示后效冲量的开始和结束时刻；阀电流标志开关用于指示阀电流脉冲信号的开始和结束时刻；脉冲信息器，用于更新存储于脉冲计数器中脉冲的个数，分析脉冲宽度由脉冲宽度；冲量存放器用于计算后效冲量，显示界面，用于对个脉冲对应的后效冲量积分结果进行显示。
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公开(公告)号：CN107966048A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711095199.0
申请日：2017-11-09
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F28D7/08
CPC classification number: F28D7/08
Abstract: 本发明公开了一种冷却器，所述的冷却器由来流入口(1)、外壳(2)、扩张段(3)、导流锥(4)、光管冷却段(5)、冷却光管(6)、冷却光管冷却水入口(7)、冷却光管冷却水出口(8)、翅片管冷却段(9)、冷却翅片管(10)、冷却翅片管冷却水入口(11)、冷却翅片管冷却水出口(12)、导流锥冷却水出口(13)、外壳冷却水出口(14)、来流出口(15)、导流锥冷却水入口(16)、外壳冷却水入口(17)组成，用于冷却高温来流气体。
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公开(公告)号：CN104588362A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201510008479.8
申请日：2015-01-08
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供一种液体火箭发动机管路多余物自动检测及清洗系统，主要由超声波清洗装置、颗粒物检测装置、信号采集装置和工控计算机组成；超声波清洗装置包括放液槽、进液管、清洗槽、液位计、超声波发生器、排液管和集液槽；其中，所述清洗槽通过进液管与放液槽连通，通过排液管与集液槽连通，液位计和超声波发生器位于清洗槽内；颗粒物检测装置与集液槽连通；信号采集装置包括微处理器、通讯模块、信号采集模块和继电器模块；工控计算机通过通讯模块向微处理器发送启动和停止控制信号，接收并显示所述液位信息和颗粒物信息。
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