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公开(公告)号：CN117780529A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202410116227.6
申请日：2024-01-26
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种辅助引射套筒结构，涉及火箭发动机高模试验设备技术领域，以解决现有技术中辅助引射筒与引射筒之间通过导轨滑动连接，容易导致的高低温交变下辅助引射筒跟随运动不顺畅问题，该辅助引射套筒结构包括引射筒、辅助引射筒和多组滑轮组，多组滑轮组分布于引射筒内侧的周向上，滑轮组的转动轴与引射筒和辅助引射筒的轴线相垂直设置，辅助引射筒设置于引射筒的内侧且其外壁与多组滑轮组相贴靠，辅助引射筒沿其轴向在引射筒内移动时带动多组滑轮组在辅助引射筒的外壁上滚动。本发明的辅助引射套筒结构能够保证辅助引射筒在发动机点火过程中运动流畅，避免卡滞，同时也保证了引射筒与辅助引射筒相对位置的稳定。
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公开(公告)号：CN110940788A
公开(公告)日：2020-03-31
申请号：CN201911195880.1
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于液氢空间在轨管理地面真空试验绝热支撑工装系统。所述的绝热支撑工装系统由聚酰亚胺紧固螺母2、聚酰亚胺支撑件3、不锈钢连接螺钉4、不锈钢连接套环5、20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件6、真空放气微孔7、不锈钢支撑管8、液氮隔热夹套9、聚酰亚胺紧固件10、不锈钢支撑结构底座11、环氧树脂隔热板12组成。通过聚酰亚胺支撑件、利用聚酰亚胺紧固螺母和聚酰亚胺紧固件的低导热系数，以及聚酰亚胺支撑件沟槽型结构减少接触面积，通过不锈钢支撑管的圆形薄壁结构减少导热面积，通过液氮夹套的液氮温度降低导热温差，利用液氮结构位置综合降低导热长度，的低导热系数，综合实现导热量大幅度降低；通过20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件削弱热辐射漏热；使支撑管内真空度与真空舱内真空度10-3Pa和不锈钢支撑管上的真空放气微孔放气，消除了对流漏热的影响，使得绝热支撑工装系统的漏热降低到一个极低值，做到真正的“超级绝热”。
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公开(公告)号：CN118728563A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411203506.2
申请日：2024-08-30
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种大流量离心式单喷嘴喷注器及蒸汽发生器，涉及喷注器领域，该喷注器包括外壳和旋流室，外壳固定于旋流室外，并与旋流室的周壁围设出用于容纳第一介质的外环腔，外壳上设置有与外环腔相连通的第一进液口和喷口部；旋流室内具有容纳第二介质的旋流腔，旋流室具有与旋流腔相连通的第二进液口和第二喷口，第二进液口与旋流室的旋流腔相切；喷嘴伸入喷口部内，并与喷口部的外壁之间形成第一喷口，第一喷口为环形结构，第一介质能从第一喷口中雾化喷出，并与从第二喷口雾化喷出的第二介质混合。该喷注器具有一个喷口部，方便加工，报废率低；且酒精、液氧从该喷口部中混合喷出，提高雾化混合效果。
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公开(公告)号：CN118728563B
公开(公告)日：2024-12-17
申请号：CN202411203506.2
申请日：2024-08-30
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种大流量离心式单喷嘴喷注器及蒸汽发生器，涉及喷注器领域，该喷注器包括外壳和旋流室，外壳固定于旋流室外，并与旋流室的周壁围设出用于容纳第一介质的外环腔，外壳上设置有与外环腔相连通的第一进液口和喷口部；旋流室内具有容纳第二介质的旋流腔，旋流室具有与旋流腔相连通的第二进液口和第二喷口，第二进液口与旋流室的旋流腔相切；喷嘴伸入喷口部内，并与喷口部的外壁之间形成第一喷口，第一喷口为环形结构，第一介质能从第一喷口中雾化喷出，并与从第二喷口雾化喷出的第二介质混合。该喷注器具有一个喷口部，方便加工，报废率低；且酒精、液氧从该喷口部中混合喷出，提高雾化混合效果。
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公开(公告)号：CN118323471A
公开(公告)日：2024-07-12
申请号：CN202410390077.8
申请日：2024-03-25
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: B64F5/60 , F16F15/02 , F16F15/067
Abstract: 本发明提供了一种在需要有较高自由度的飞行器试验中具有减震与稳定效果的保护支撑装置。属于飞行器试验测试技术领域。包括：转接架、缓冲器、阻尼器、地面平台等。被试飞行器安装于转接架中心，转接架下设有多组缓冲器与阻尼器，阻尼器与缓冲器中缓冲弹簧共同作用于缓冲器的上托盘上，上托盘中心有孔，孔中有中心杆穿过，转接架下方设有方形金属框与上托盘接触。缓冲器中心杆上方设有限位杆。本发明能在满足飞行器位姿试验的自由度的同时保证飞行器的安全，同时具备试验失稳时快速稳定飞行器的作用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116709623A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310611160.9
申请日：2023-05-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: H05H1/34
Abstract: 本发明公开了一种新型可拆卸等离子体点火器，由接管嘴(1)、中心体(2)、陶瓷套筒(3)、陶瓷压板(4)、外筒(5)、内六角螺栓A(6)、内六角螺栓B(7)、六角螺母A(8)、六角螺母B(9)组成。接管嘴(1)焊接在中心体(2)上，中心体(2)一端插入陶瓷套筒(3)，陶瓷套筒(3)插入外筒(5)，陶瓷压板(4)通过内六角螺栓A(6)、内六角螺栓B(7)、内六角螺母A(8)、内六角螺母B(9)将中心体(2)、陶瓷套筒(3)与外筒(5)压紧连接。接管嘴(1)及中心体(2)为阴极，外筒(5)为阳极。该等离子体点火器结构简单，拆卸方便，阴极与阳极间绝缘性好。
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公开(公告)号：CN108594036B
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN201810272857.7
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所 , 北京航天雷特机电工程有限公司
IPC: G01R31/00
Abstract: 一种用于超导带材通电试验的连通器式测试装置，超导带材放置于绝热管路中且两端连接接线端子，绝热管路两端通过阀门分别与两个绝热容器相连，每个绝热容器上分别安装气体充装管路和液体加注管路，通过液体加注管路向绝热容器内充低温介质，绝热管路中完全充满低温介质，通过气体充装管路使得两个绝热容器内存在气枕压力差，通过接线端子向超导带材通入电流，使超导带材达到超导态，测试时，将两侧的气体充装管路相连，使两个低温绝热容器的气枕压力达到平衡，低温介质通过绝热管路由一侧流向另一侧，通过安装在超导带材上的电压传感器测量超导带材的瞬时状态电压信息，待低温介质流动停止后，切断电源，完成测试。
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公开(公告)号：CN110090616A
公开(公告)日：2019-08-06
申请号：CN201810087622.0
申请日：2018-01-30
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明是一种液氮除水材料，具有对成品液氮净化的功能。本材料由硅铝胶和磁粉混合而成，净化时将材料装入固定床吸附器，将液氮以一定压力通过吸附器，经过循环后低温液氮的含水量将低于0.5ppm，达到使用要求。本发明在航空航天领域将起到重要的作用。
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公开(公告)号：CN108594036A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810272857.7
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所 , 北京航天雷特机电工程有限公司
IPC: G01R31/00
Abstract: 一种用于超导带材通电试验的连通器式测试装置，超导带材放置于绝热管路中且两端连接接线端子，绝热管路两端通过阀门分别与两个绝热容器相连，每个绝热容器上分别安装气体充装管路和液体加注管路，通过液体加注管路向绝热容器内充低温介质，绝热管路中完全充满低温介质，通过气体充装管路使得两个绝热容器内存在气枕压力差，通过接线端子向超导带材通入电流，使超导带材达到超导态，测试时，将两侧的气体充装管路相连，使两个低温绝热容器的气枕压力达到平衡，低温介质通过绝热管路由一侧流向另一侧，通过安装在超导带材上的电压传感器测量超导带材的瞬时状态电压信息，待低温介质流动停止后，切断电源，完成测试。
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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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