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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：CN108562396A
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201810705485.2
申请日：2018-07-02
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明提出了一种用于压电式推力矢量架现场标校的装置，应用于推力测试系统中，特别涉及姿轨控发动机推力矢量测量系统。该发明由加载油缸、柱式标准力传感器、加载杆、万向拉环、凹形接头和推力关节轴承等组成。标准力传感器采用柱式结构形式，标准理传感器和加载杆之间采用万向拉环连接，测力仪上力的传递采用推力关节轴承。本发明的优点是整个标校装置对中性号，并且采用柔性连接方式，有效避免了校准时的附加力矩，显著提高了推力架标校的重复性。
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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：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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公开(公告)号：CN119643150A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411719343.3
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高空舱内试验件攻角和偏航组合系统，整套系统包括攻角机构、偏航机构、控制装置、测控软件、管道及附件、线缆及附件、隔热结构等，其中攻角机构包含动平台、静平台、转轴系统、角度调节装置、承载装置等装置，该机构具有锁紧装置、角度测量和闭环反馈，并配置限位保护开关功能；偏航机构包含动平台、静平台、转轴系统、承载装置、角度调节驱动缸等，并考虑系统的隔热措施。偏航机构也具有锁紧装置、角度测量以及闭环反馈，并配置限位保护开关功能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114215661B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202111351743.X
申请日：2021-11-16
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中心定位推力矢量测力仪，由下盖板法兰、三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D组成、上盖板法兰、定位销A和定位销B组成；三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D分别安装在下盖板法兰的凹槽上，上盖板法兰通过凸台圆孔结构与下盖板法兰连接；定位销A和定位销B用于对下盖板法兰进行周向定位。
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公开(公告)号：CN114215661A
公开(公告)日：2022-03-22
申请号：CN202111351743.X
申请日：2021-11-16
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中心定位推力矢量测力仪，由下盖板法兰、三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D组成、上盖板法兰、定位销A和定位销B组成；三分力传感器A、三分力传感器B、三分力传感器C、三分力传感器D分别安装在下盖板法兰的凹槽上，上盖板法兰通过凸台圆孔结构与下盖板法兰连接；定位销A和定位销B用于对下盖板法兰进行周向定位。
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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：CN119414592A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411719241.1
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G02B26/08
Abstract: 本发明公开了一种基于三点电场驱动的MEMS万向旋转微镜及其制作方法。该微镜主要由微镜片、三点电场驱动系统、万向球铰结构和基座组成。微镜片通过万向球铰连接于基座，具备高精度的旋转能力。三点电场驱动系统由三个独立的电场驱动单元构成，分别布置在微镜片下方的不同位置，以实现对微镜片的多轴控制和任意方向的精确旋转。驱动单元通过电场分布力与微镜片相互作用，从而实现微镜的万向旋转。该设计具有结构简单、控制精确、响应速度快等优点。制作方法包括微加工技术步骤，确保微镜片的光学平整度和驱动系统的可靠性。该微镜广泛应用于光学成像、激光扫描和光通信等领域。
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公开(公告)号：CN110748508A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911195879.9
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 一种螺旋排列喷嘴的超声速气体引射器，其特征在于引射器由混合室(1)、引射气集气室(2)、超声速引射喷嘴阵列(3)、进气室(4)、扩压器(5)组成。超声速引射喷嘴阵列(3)在混合室(1)的锥形筒壁面上沿多头螺旋线分布，进而增加引射流与被引射流的接触面积，逐步改变混合室内流向压力梯度，达到缩短掺混距离，提高混合效率，提升引射器性能的目的。
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