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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：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：CN119509801A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411712002.3
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于火箭发动机高空模拟试验推力原位校准装置，是基于标准力传感器配合加载力源产生校准力的比对式的校准方法，其特点是将标准力传感器布置在真空试验舱外，避免了由于标准力传感器的检定和使用环境不一致引入的校准偏差:同时在校准机构和真空试验舱之间采用极低摩擦力的动密封形式，满足了试验环境高真空度的同时也基本不影响校准精度，解决了高真空环境下的推力原位校准问题，加载力最高可达10KN，校准精度优于0.07％，提高了发动机高空模拟试验推力测量精度。
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公开(公告)号：CN114169089A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111358474.X
申请日：2021-11-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明阐述了一种用于液体火箭发动机推力测量装置结构设计的校核方法，属于试验测试领域。液体火箭发动机的推力测量装置作为发动机试验的重要一环，不仅要满足强度要求，还要满足刚度要求和结构件的稳定性要求等。发明基于火箭发动机试验台推力测量装置的结构形式，按照推力测量装置原理的一致性和结构相通性，针对典型结构件的设计计算方法进行程序设计，包括计算模块和辅助设计模块，其中计算模块包括弹簧片设计计算、梁结构设计计算、杆件结构设计计算、螺纹结构设计计算、单双耳结构设计计算、弹簧设计计算、法兰设计计算，每个模块中常用金属材料力学性能参数，可通过辅助设计模块完成金属材料性能的自动查询和辅助检索功能，直接调入该模块，避免了翻阅大量设计手册的时间。重量计算模块实现所设计的推力测量结构重量的自动计算。本发明与手工校核相比大大减少了设计人员对结构校核的时间，提高了设计的效率，同时也可以应用到具有同类模块的其它结构设计中。
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公开(公告)号：CN119666230A
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202411719279.9
申请日：2024-11-28
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种结合多项式拟合与神经网络算法的压力传感器温度补偿方法，属于传感器技术领域，其包括以下步骤：在广泛的温度和压力范围内采集压力传感器的输出数据，对采集的数据进行清洗和归一化处理，去除异常值；根据采集的数据，使用最小二乘等方法进行多项式拟合，对原始数据进行初步补偿，计算出初步补偿后的压力值；构建神经网络结构，使用经过初步补偿的数据对神经网络进行训练，调整神经网络的权重和偏置，使神经网络输出与实际压力值的误差最小化；将实时测量的温度值和传感器输出值输入到经过训练的系统中，先通过多项式拟合模型进行初步处理，然后将结果输入到神经网络，神经网络输出的就是经过温度补偿后的最终压力值。
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Patent Agency Ranking
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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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：CN114136632A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111358473.5
申请日：2021-11-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 一种用于大推力液体火箭发动机推力测量系统中的预紧力调节装置的主体至少包括固定在动架环上的底座，固定于推力架的定架上的顶座，起力臂传递作用的板簧及连接结构。其中，通过板簧形成力臂减少操作人员施加的作用力，连接机构中使用关节球轴承对施加作用力进行调心。加载时，通过力矩扳手调整定位座，通过板簧变形而吊起动架，进而使工作传感器受压，实现预紧力的加载。本发明的优点是可保证施加作用力与推力轴线一致，不影响推力的测量精度；操作方便，只需要使用力矩扳手即可加载均匀，特别适合于大吨位载荷加载的场合，在多次液体火箭发动机试验中均取得良好的效果。
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公开(公告)号：CN117114643A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202310281814.6
申请日：2023-03-18
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于RFID技术的试验测试设备管理维护系统，属于物联网领域，其包括以下步骤：使用EPC编码规则对试验测试设备进行编码；使用RFID技术制作电子标签；使用电子标签和扫描设备将试验测试设备信息录入信息管理系统；通过试验测试设备的最新状态信息实现报警管理；通过RFID读写器获取试验测试设备的位置信息；通过加密和解密算法确保试验测试设备数据的安全性。
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公开(公告)号：CN114154433A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111358385.5
申请日：2021-11-17
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: G06F30/28 , G06T17/00 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种基于数据对比分析的流体仿真方法，属于流体仿真技术领域，其包括以下步骤：针对流体仿真过程，将所有过程参数进行符号生成，将过程参数符号进行组合，建立仿真过程参数数据库，进行流体仿真计算，若计算结果收敛，将流体仿真结果与试验结果写入数据库中，若计算发散，将仿真过程参数组合从数据库中删除，对于一个工况，将仿真结果与试验结果进行对比分析，得出误差最小组合，对于各种工况，将多个误差最小组合进行对比分析，得出最优仿真参数。
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