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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：CN111219268A
公开(公告)日：2020-06-02
申请号：CN201911195878.4
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置，该装置由燃气导流筒、氮气引射环、氮气供气管路、氮气供气手阀、远控气动阀及气源压力表组成。发动机启动时，发动机燃气流经燃气导流筒中心，周边热气沿燃气导流筒内壁被吸入至燃气导流筒下方，实现了发动机点火燃气导流功能；发动机关机时，打开氮气供气管路阀门，高压氮气通过氮气供气管路进入氮气引射环，并经由氮气引射环上的小孔流出形成高速氮气引射流，发动机燃气被高速氮气引射流夹带至燃气导流筒下方，实现了发动机关机燃气导流功能。本发明通过发动机、燃气导流筒、氮气引射环之间的配合，解决了航天器试验时被发动机高温燃气引燃的问题。
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公开(公告)号：CN110888462A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911195992.7
申请日：2019-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种流体水击压力调节装置，包括孔板、密封圈和夹持器，孔板是降低水击压力时间的主要部件，异形孔板一方面起到降低水击时间的作用，另一方面有利于管路排气，满足火箭发动机试验对极低夹气量的要求；密封圈是孔板与夹持器之间的连接部件，能够保证流体按设计要求流动，加持器是孔板安装的设备，安装于管路两个法兰之间。本流体水击压力调节装置结构简单，效果明显，可有效满足某火箭发动机试验要求。
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公开(公告)号：CN106642674A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611078721.X
申请日：2016-11-29
Applicant: 北京航天试验技术研究所
CPC classification number: F24H3/002 , F24H9/0052 , F24H9/02 , F24H9/2071 , F24H2250/02
Abstract: 本发明公开了一种高温高压纯净空气供应装置，所述的高温高压纯净空气供应装置由耐压容器(1)、电阻加热器(2)、增压阀(3)、供气阀(4)、调压电源(5)、压力传感器(6)、温度传感器(7)、监控设备(8)、叶栅装置(9)、分配器(10)组成，用于向用气设备供应压力、温度稳定的高温高压纯净空气。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112129133A
公开(公告)日：2020-12-25
申请号：CN202010775723.4
申请日：2020-08-04
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Inventor： 崔明功
Abstract: 本发明公开了一种常规液体火箭发动机用推进剂换热装置，该装置由推进剂盘管入口、推进剂盘管、推进剂盘管出口、法兰盖、换热介质出口、壳体、排污口、换热介质入口及底座组成。液体火箭发动机地面试验时，常温推进剂经推进剂管路至上而下流经换热装置，换热装置通过预留的出入口实现换热介质至下而上流动，两种介质经充分换热后各自通过出口排出。在反复使用产生污水时，换热器内的换热介质可通过排污口进行排除，推进剂盘管的拆卸通过拆卸法兰盖后从壳体顶部拿出。本发明通过设计的壳体、法兰盖、一体式推进剂盘管等实现了常规液体火箭发动机推进剂使用过程中的控温调温换热问题，解决了液体火箭发动机推进剂试验点火时随一年四季温度不同，导致推进剂温度差别较大，进而影响液体火箭发动机性能评判的问题。
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公开(公告)号：CN111672279A
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN202010401122.7
申请日：2020-05-11
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机地面试验用燃气吸收装置，该装置由喷淋套筒、供水管路、排气管路、喷淋塔、回水管路、风机、水泵、吸收液水池及排水阀组成。液体火箭发动机地面试验时，高温高速燃气进入喷淋套筒，并与喷淋套筒喷出的吸收液充分接触，高温燃气被冷却，燃气中的有毒成分被吸收液吸收。处理后的燃气被风机抽吸后通过排气管路进入到喷淋塔内，并与吸收液再次混合接触，被充分处理的燃气通过喷淋塔顶端的排气口排放至大气内。利用水泵将吸收液水箱内的吸收液通过供水管路分别供应至喷淋套筒和喷淋塔内。试验结束时通过排水阀将吸收液排放至指定的污水池内。本发明通过喷淋套筒、喷淋塔等与风机及水泵配合，实现了高温高速燃气的处理，解决了液体火箭发动机地面试验时推进剂燃烧不完全，有毒燃气直接排放至大气，导致的环境污染问题。
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公开(公告)号：CN109236502A
公开(公告)日：2019-01-18
申请号：CN201811404599.X
申请日：2018-11-23
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摇摆高空模拟试验转动装置，所述的火箭发动机摇摆高空模拟试验转动装置由底座(1)、立轴(2)、转盘(3)、滚轮(4)、滚轮支架(5)、水平转动电机(6)、水平转动传动轮(7)、水平转动电机安装座(8)、压紧轮(9)、压紧轮安装座(10)、水平轴座(11)、垂直转动电机安装座(12)、垂直转动电机(13)、垂直转动传动轮(14)、水平轴(15)、发动机安装架(16)组成，适用于在火箭发动机摇摆高空模拟试验中使发动机喷管与扩压器对正，保持真空舱内压力稳定。
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公开(公告)号：CN119509982A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411712090.7
申请日：2024-11-27
Applicant: 北京航天试验技术研究所
Abstract: 本发明公布了一种旋转爆震发动机流场测试装置，由144只温压一体传感器和旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)组成，144只温压一体传感器分成八组传感器，每组可以用来测量旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)沿轴向的压力及温度分布，这八组传感器组合使用就可以用来测量旋转爆震发动机燃烧室(9)、旋转爆震发动机喷管收缩段(10)、旋转爆震发动机喷管喉部(11)、旋转爆震发动机喷管扩张段(12)整个流场的压力及温度分布。
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