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公开(公告)号：CN109236502A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811404599.X
申请日：2018-11-23
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摇摆高空模拟试验转动装置，所述的火箭发动机摇摆高空模拟试验转动装置由底座(1)、立轴(2)、转盘(3)、滚轮(4)、滚轮支架(5)、水平转动电机(6)、水平转动传动轮(7)、水平转动电机安装座(8)、压紧轮(9)、压紧轮安装座(10)、水平轴座(11)、垂直转动电机安装座(12)、垂直转动电机(13)、垂直转动传动轮(14)、水平轴(15)、发动机安装架(16)组成，适用于在火箭发动机摇摆高空模拟试验中使发动机喷管与扩压器对正，保持真空舱内压力稳定。
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公开(公告)号：CN116171018B
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310175405.8
申请日：2023-02-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及航天试验技术领域，具体涉及一种热沉冷却系统及方法。本发明的热沉冷却系统包括设置在真空舱内的热沉结构，以及第一冷却组、第二冷却组和第三冷却组，每一组中气态介质在增压阀的作用下将液态低温介质压入热沉结构进行降温。本发明提供的热沉冷却系统可以采用氮气和液氮冷却热沉结构至接近77K、采用氢气和液氢冷却热沉结构至接近20K，以及采用氦气和液氦冷却热沉结构至接近4K，三组冷却组对热沉结构进行分级降温冷却。根据不同试验类别和需求分级预冷形成满足要求的模拟宇宙冷黑环境的低温热沉，冷量得到充分利用；同时，单位体积价格大约为液氢10倍、液氮50倍的液氦用量得以减少，极大地降低了能源损耗和试验成本。
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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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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：CN107992551A
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201711212532.1
申请日：2017-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提出一种发动机历史数据管理与分析系统与方法，具有良好通用性和可行性，能够给用户提供更加通用的历史试验数据检索、管理和分析服务，比如自由添加历史型号数据、自由抽取不同批次试验进行数据比对与统计计算等。包括以下步骤：第一步：建立历史数据模板；第二步：搭建数据管理与分析平台；第三步：将历史数据进行解析导入；第四步：对数据进行分析。
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Patent Agency Ranking
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：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：CN103133183B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201310048128.0
申请日：2013-02-06
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机推力室低温氢气安全处理装置，本发明将长明火炬布置在推力室喷管出口，长明火炬采用氢气为能源，火焰燃烧混合比范围宽，当发动机点火工作时，首先排出推力室的大量低温氢被长明火炬点燃，随后燃气被大流量氮气引流到远离发动机的地带，在推力室外周设置氮气引流环，沿径向圆周设置的至少3排的针孔可以起到引流作用；沿轴线圆周焊接的喷嘴，垂直于推力室轴线水平喷射高速氮气，起到阻火、降温、灭火的作用，提高了发动机试验的安全性；本发明将高压电缆和导电杆采用螺纹连接，外部采用陶瓷和金属护网进行防热保护，提高了试验的安全性。
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公开(公告)号：CN103308316A
公开(公告)日：2013-09-18
申请号：CN201310143869.7
申请日：2013-04-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明公开了一种可变长度超音速扩压器，包括主扩压器、辅助引射筒、导轨和连接部件，主扩压器与发动机配合形成发动机自身引射对真空舱进行抽真空，辅助引射筒安装于导轨上用于改变扩压器长度并且将发动机燃气导入主扩压器，导轨主要作用是规定辅助引射筒运动的方向及距离，连接部件作用是导轨的固定安装。本扩压器组成简单，可变长度，使发动机在轴向不同位置点火时真空舱内真空度保持稳定。
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公开(公告)号：CN110057493A
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201910247825.6
申请日：2019-03-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明公开了一种火箭发动机推力测量装置动态校准系统，包括定架、工作力传感器、磁铁、线圈、导线1、电源、导线2、高速继电开关、导线3、标准力传感器、校准支架、测量电缆1、控制电缆、计算机、测量电缆2。高速继电开关为常闭型，通电后，线圈与磁铁间形成相互排斥的磁场，工作力传感器与标准力传感器所受到的力，大小相等，方向相反。计算机发出断开命令后，通过控制电缆驱动高速继电开关断开，线圈内电磁场消失，线圈与磁铁间的相互作用力消失，工作力传感器和标准力传感器上的作用力同时消失，实现了标准力的快速卸载，产生负阶跃动态力。测量出工作力传感器的负阶跃信号，并与标准力传感器的数值进行比对就实现了动态校准。
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