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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：CN116818345A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310974210.X
申请日：2023-08-03
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及空间发动机技术领域，公开了一种空间发动机热流测量装置及空间发动机热流测量前端系统，其中，该空间发动机热流测量装置包括：支撑架，适于固定空间发动机；连接件，一端与支撑架固定连接；传感器安装座，与连接件的另一端固定连接；热流传感器，固定安装于传感器安装座；热流传感器的一端面形成测量面，且测量面适于正对空间发动机的待测热流的来流方向。本发明将热流传感器固定安装在传感器安装座上，之后通过连接件分别与传感器安装座和支撑架固定连接，并且将空间发动机直接安装在支撑架上，实现测量空间发动机羽流的热流，空间发动机热流测量装置的体积较小，结构简单，便于安装。
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公开(公告)号：CN106014691A
公开(公告)日：2016-10-12
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。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：CN119436731A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411719172.4
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种冷却水降温装置，所述的冷却水降温装置由低温水管路(1)、真空容器(2)、抽真空管路(3)、真空泵(4)、高温水管路(5)、水泵(6)、冷却水容器(7)组成，适用于降低冷却水温度。
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公开(公告)号：CN116609072A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310383491.1
申请日：2023-04-11
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及空间发动机地面试验技术领域，提供了一种空间发动机试验羽流压力测量系统，至少包括：压差传感器，压差传感器的本体上设置有测量端接口、参考端接口以及背压接口；测量端导气管，一端与测量端接口相连，另一端适于布置在空间发动机羽流场内的压力测点处；参考端导气管，一端与参考端接口相连，另一端与背压接口相连；其中，沿气体的输送方向上背压接口至少包括两个不同内径的气体通道，以使参考端接口处的气压在试验中的预设时间段内保持恒定。该测量系统，简化了系统，无需设置背压区，取消了用于测量参考端接口处的压力值的装置，缩短了参考端导气管的长度，大幅减少现场的工作量，同时能够满足测量需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115585126A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211195836.2
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 一种基于声音识别的在轨蒸发地面试验真空泵故障诊断智能方法，针对在轨蒸发地面试验对真空泵工作状态的监控需求，对真空泵的故障进行检测。将声音采集装置安装在试验现场，实时采集声音信号，采集到的信号上传至分析服务器，通过声音检测模型对音频数据进行检测，并对真空泵发出的声音进行识别，以此判断真空泵是否存在故障。
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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：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：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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