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公开(公告)号：CN117629534B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202311603252.9
申请日：2023-11-28
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及气体泄漏检测技术领域，公开了一种气体泄漏检测方法、装置及气体泄漏样本采集系统，方法包括：当声像仪检测到待测管路发生气体泄漏时，获取气体泄漏的声像图和声压频率曲线；基于气体泄漏的声像图，确定泄漏源所在位置；基于泄漏源所在位置，获取泄漏源与声像仪之间的第一距离；基于第一距离在至少一个对应关系中，确定与第一距离对应的第一检测模型；利用第一检测模型对声像图和声压频率曲线进行处理，输出与第一距离对应的第一气体类别、第一气体泄漏方向和第一气体泄漏的流量。本发明气体泄漏检测方法在发生气体泄漏时，能够及时获取到气体泄漏信息，从而降低了气体泄漏存在的风险。
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公开(公告)号：CN117233202A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202310986599.X
申请日：2023-08-07
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01N25/20
摘要： 本发明公开了一种氢导热测量装置及方法。本发明在低温杜瓦的内腔中设有用于盛装待导热测量氢样品的样品腔，腔体中设置有样品腔压力传感器和样品腔温度传感器，外部安装有用于对样品腔及内部氢样品进行加热的电加热组件；样品腔的腔体内通过绝缘支撑件固定有热线，热线仅在两端与绝缘支撑件绝缘固定，其余部分均浸没在样品腔内部的氢样品中；样品腔的腔体顶部通过不锈钢毛细管依次连接电磁阀和氢气放空阀；且样品加注管路依次连接氢源罐。本发明利用恒功率对线热源进行加热，线热源及其周围的被测氢介质就会产生温升，根据线热源的温升就可以得到被测氢介质的导热系数，实现液态和超临界态等多状态氢导热物性的高效测量。
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公开(公告)号：CN117110364A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310987116.8
申请日：2023-08-07
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01N25/20
摘要： 本发明公开了一种氢比热测量装置及方法。本发明通过设计了基于绝热量热计法原理的氢比热测量装置，并据此设计了连续放气的测量方法，成功实现多状态氢比热物性的高效测量。本发明的样品腔内部设计成薄壁圆瓶球形结构，在提升装置的压力测量范围外，还可以减小样品腔自身热容对升温过程的影响，提高测量的准确性。
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公开(公告)号：CN115060521B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210751637.9
申请日：2022-06-28
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种火炬测试用高湿度环境模拟装置及方法，属于测试模拟装置领域。本发明利用露点间接蒸发冷却器的结构特征，同步获取了含湿量差异较大的低温空气和高温湿空气，低温空气自环境模拟舱顶部喷入，在环境温差驱动下向下运动，而高温湿空气自环境模拟舱底部喷入，在环境温差驱动下向上运动，两者在手持火炬测试段高度混合，可以大幅提升测试段的湿度均匀性。随着高温湿空气的温度下降，空气的湿度会迅速临近饱和湿度，进而实现了高湿度的环境模拟，可获取手持火炬在极端高湿环境下的性能数据。
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公开(公告)号：CN114718759B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210525986.9
申请日：2022-05-16
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及火箭发射试验技术领域，其目的是提供一种冷却装置及火箭发动机试验台冷却系统，这种冷却装置冷却效果好、冷却水利用率较高、不会削弱导流槽导流效果、而且可有效减少辐射换热和噪声污染，上述冷却装置包括：导流槽，包括导流槽型面；冷却箱，嵌装于导流槽型面上，冷却箱上设置有进水管和出水管，冷却箱的斜面与导流槽型面平齐；冷却器，其主喷水口设置在冷却箱的斜面的上方，冷却器与出水管连通。本发明解决了现有冷却系统要么冷却效果差、要么冷却水利用率低、并会削弱导流槽的导流作用以及造成强烈辐射换热和噪声污染的问题。
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公开(公告)号：CN115371356A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211022110.9
申请日：2022-08-25
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种采用斯特林低温冷机的火星表面氧气液化系统及方法。本发明以斯特林低温冷机作为火星表面氧气液化主要冷源对氧气进行充分预冷，并设计基于火星大气冷却的恒温箱使斯特林低温冷机处于最佳工作温区，恒温箱内设计多级低温冷机的冷却形式，根据斯特林低温冷机制冷量随温度上升而增加的特性，在火星大气温度和氧气气液饱和温度之间进行逐级冷却，最终完成氧气液化。本发明可有效减少低温冷机数量，降低氧气液化所需的能源消耗，特别适用于大流量的氧气液化情况。
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公开(公告)号：CN106567992B
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN201610955358.9
申请日：2016-11-03
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种氢氧火箭液氢贮箱的置换方法，采用氢气作为置换介质。所述置换系统由加注阀、上排液阀、上加注阀、下排液阀、下加注阀、吹除电磁阀、放气阀、增压阀、液氢贮箱组成，同时配有吹除系统和气封系统，以降低排放管路氧的含量。针对液氢贮箱容积大、内部结构复杂的特点，采用“上进下出”的置换方法，有效减少了置换次数和置换时间，大幅度降低了试验成本。该方法适用于大型地面液氢贮罐和发射场箭上液氢贮箱的置换。
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公开(公告)号：CN106647855A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610973704.6
申请日：2016-11-03
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G05D23/20
CPC分类号： G05D23/20
摘要： 本发明公开了一种低温流体温度调节装置，由调节阀1、调节阀2、阀门3、压力传感器4、温度传感器5、绝热层6、换热器7、液位计8、压力表9、阀门10、接头11、阀门12、阀门13、阀门14、容器15组成。本装置用于温度可调的流体输送系统。使用过程，向容器内注入一定量的低温流体作为提供冷量的介质，主送流体在换热芯内与容器内低温介质进行换热，从而降低温度。采用调节阀可改变流量配比，进而实现不同的温度输出。此外，装置针对低温流体使用特点，设置了绝热层、压力监测泄放装置、吹除装置等。该套装置所蕴含的温度差异化调节方法可用于介质温度有变化的低温流体输送场合。
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公开(公告)号：CN106404408A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610959968.6
申请日：2016-11-03
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种氢氧火箭试验氢系统气封的方法。氢氧火箭氢系统气封系统由氮气瓶1、氦气瓶2、手动截止阀3、过滤器4、压力表5、减压器6、电磁阀7、氢排系统8及相应管路组成。该方法创新的提出了某型号氢氧火箭动力系统试验当天不同时段箭上氢系统的氦气封供气方案，由原方案液氧加注时段开始供气优化为液氢加注时段开始气封，缩短供气时段近3小时，一次试验节约氦气约4000Nm3，节约经费约70万；同时针对地面氢排放总管气封设置了氦气封和氮气封，根据温度显示实时切换气封气体，节约氦气用量。
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公开(公告)号：CN106352233A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610955359.3
申请日：2016-11-03
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种氢氧火箭试验用多液氢贮罐并联加注方法。所述的多贮罐并联系统由预冷加注贮罐组1、小流量加注贮罐组2、大流量加注贮罐组3、液氢贮罐4、支管路5、主管路6、预冷隔断阀7、小流量隔断阀8、总出液阀9、液氢贮罐加排阀10、液氢贮罐自增压系统11、氢氧火箭12等几部分组成。通过贮罐进行功能分组以及隔离阀的切换实现了预冷、小流量、大流量加注不同流程隔离；通过贮罐自增压系统实现了加注过程中流量、温度、液位的有效控制；管路组件的设置和切换，以及支/主管路之间的对接结构消除了加注过程的波动冲击。本发明方法简单可靠，已成功应用。
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