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公开(公告)号：CN117646689B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202311648054.4
申请日：2023-12-04
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于超超引射的高空模拟系统及其安装方法，所述高空模拟系统包括：模拟舱，适于模拟发动机在高空飞行时的工作环境；发动机，设置在模拟舱内，适于在点火后产生第一超音速气流；扩压器，与模拟舱的出口相连通；引射器，固定于扩压器的外围，适于引入引射工质并转化为第二超音速气流喷出，使第二超音速气流与第一超音速气流混合；所述引射器的悬浮段内侧壁与扩压器的外侧壁之间设置有固定结构。本发明通过固定结构将引射器的悬浮段进行固定，保证了引射器的稳固性，增强了引射器的强度可靠性，在进行发动机高空模拟试验时，固定结构有效地降低了引射器的振动幅度，避免了引射器的喷嘴发生变形的可能性，延长了装置的使用寿命。
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公开(公告)号：CN117685134B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202311585699.8
申请日：2023-11-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。支撑装置，包括：固定支撑层，适于与地面紧固连接；补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复；安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。通过弹簧组件收缩来补偿引射装置的热伸长，同时在形变过程中令缓冲组件减缓变速度和局部形变幅度，能提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。
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公开(公告)号：CN117685134A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202311585699.8
申请日：2023-11-24
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。支撑装置，包括：固定支撑层，适于与地面紧固连接；补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复；安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。通过弹簧组件收缩来补偿引射装置的热伸长，同时在形变过程中令缓冲组件减缓变速度和局部形变幅度，能提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。
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公开(公告)号：CN104062123A
公开(公告)日：2014-09-24
申请号：CN201310089523.3
申请日：2013-03-20
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明公开了一种箭上液氢温区冷氦加温器模拟装置，用于模拟运载火箭发动机冷氦加温器的工作性能。包括高压氮气贮气罐、连接管路、减压阀、电磁阀、孔板、箭上换热管、工艺换热管、绝热层等设备。常温氮气经孔板限制流量后进入壳体入口，冲刷箭上换热管和工艺换热管外壁面并进行换热，冷氦气经箭上换热管和工艺换热管内部流动并与管道内壁面进行热交换，从而使冷氦气温度升高到一定值，然后氦气由工艺换热管出口去往用户管道；当需调整工艺换热管出口处氦气温度时，只需要调节减压阀的开度即可。本装置冷氦换热管道可以工作在液氢温区，入口温度可低于20K，氦气流量在XX～XXg/s时，出口温度在XX～XXK范围内。本装置可较好模拟箭上加温器，低温氦气出口温度范围可调，操作简便，冷氦换热管道外壁无结冰，工作可靠性高，成本投入少。
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公开(公告)号：CN117552894B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202310140141.2
申请日：2023-02-21
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高空模拟试验方法及设备，该试验方法包括步骤：在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器；点火启动所述火箭发动机，使所述火箭发动机的喷管满流；关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器，使余下的所述蒸汽发生器持续工作，并维持所述支管阀门的打开状态；在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机和余下的所述蒸汽发生器。本发明改进了火箭发动机高空模拟过程中的工艺方法，实现了火箭发动机点火后喷管能够满流，优化了引射工质供应系统的规模，有效节约了引射工质，极大地降低了试验成本。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116626217A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310445447.9
申请日：2023-04-23
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机试验技术领域，提供了一种高温燃气采集装置及方法，该高温燃气采集装置，至少包括：采样瓶，具有进口与出口，适于收集和保存高温燃气；燃气汇流管，一端与采样瓶的进口相连通，另一端适于与高温燃气源相连通；支路温度传感器，设置在与采样瓶的出口相连的管路上；加热套，包裹在采样瓶的表面，加热套与支路温度传感器信号连接；支路压力表，设置在与采样瓶的进口相连的管路上。本发明提供的高温燃气采集装置，能够保证采样的高温燃气的温度、压力和初始状态一致，避免气体中的部分物质冷凝，造成组分失真。
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公开(公告)号：CN115614184A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211330916.4
申请日：2022-10-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种小型蒸汽发生器，涉及火箭发动机试验研究领域，以气氢、气氧和水为介质，流量650g/s级的蒸汽发生器。蒸汽发生器可根据需要进行流量和温度调整，采用气氢气氧火炬点火器点火。本发明可产生高品质的高温高压蒸汽，为小型火箭发动机高空模拟试验提供引射介质。总体来说，本发明提供的蒸汽引射介质，为小型火箭发动机高空模拟试验研究提供了有力保证。
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公开(公告)号：CN115559832A
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211322544.0
申请日：2022-10-26
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Inventor： 魏仁敏 , 孔凡超 , 张家仙 , 张佳 , 吴光中 , 吴薇梵 , 李梦桃 , 许腾 , 张小通 , 刘志华 , 夏伟 , 朱子勇 , 刘瑞敏 , 王占林 , 李广武 , 王成刚
IPC: F02K9/95
Abstract: 本发明公开了一种以气氢、气氧为介质的小型火炬点火器结构。设置氢气、氧气同轴剪切喷嘴，采用音速喷嘴控制流量，电火花塞点火。使用时，先根据混合比确定氢气、氧气音速喷嘴前压力，给火花塞通电发火，依据氢气、氧气充填建压时间，依次打开氢气、氧气供应控制阀门，即可完成氢氧燃烧点火。点火成功后，可以给火花塞断电，氢气、氧气可在点火器燃烧室内稳定燃烧。本发明采用流量控制音速喷嘴与点火器集成，减小填充容积，提高点火响应速度和减少关机后效影响。点火器本体材料采用304不锈钢制作，音速喷嘴采用黄铜制作，以紫铜为密封垫圈。当出现回火燃烧氧管意外情况、系统无法紧急响应时，在音速喷嘴处自然阻断。
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公开(公告)号：CN104386384A
公开(公告)日：2015-03-04
申请号：CN201410638180.6
申请日：2014-11-06
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种内胆可称重的低温容器，属于计量测试技术领域。容器包括外罐、称重内胆、进液管、颈口密封组件、底阀和底阀操纵气管线，外罐固定在地面上，所述称重内胆悬挂且位于外罐内部，所述颈口密封组件实现外罐和称重内胆之间与外界的连通或封闭；所述进液管通过外罐进入称重内胆的内部，所述底阀通过底阀操纵气管线控制称重内胆与外罐之间的连通或封闭。本发明能够单独对容器内胆进行称重，实现在动态称重中无摩擦称量低温介质重量变化，克服测量精度损失。
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公开(公告)号：CN116624294A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202210130282.1
申请日：2022-02-11
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种气氢气氧点火器供应系统,其技术方案要点是该系统包括氮气系统、氢气系统、氧气系统和点火器，氮气系统、氢气系统、氧气系统为点火器供应系统提供压力满足要求的氮气、氢气和氧气，点火器在需要点火试验时混合满足要求的氢气、氧气完成点火，氮气系统为管路和点火器内残余氢气和氧气的吹除提供氮气。在氢气、氧气供应主阀后设置的氮气吹除接口用于在关机时对主阀后管路和点火器的吹扫，防止回火等情况发生。设置的点氢应急阀和点氧应急阀可在发生试验事故时切断氢气、氧气供应，保证试验系统的安全。试验系统内所有阀门均可远程控制，气体压力等参数也可远程监测，达到现场无人操作，保证试验操作人员的安全。
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