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公开(公告)号：CN105675202A
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201610022015.7
申请日：2016-01-13
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01L13/06
CPC分类号： G01L13/06
摘要： 本发明公开了一种空间发动机羽流场真空微差压测量系统，通过采用锥面导流锥，并在其表面开有多个通孔安装传感器，可准确测量不同空间分布的发动机火焰压力；将导流锥加工成锥面，可避免高热量气体迅速反弹破坏发动机喷管。
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公开(公告)号：CN116818345A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310974210.X
申请日：2023-08-03
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及空间发动机技术领域，公开了一种空间发动机热流测量装置及空间发动机热流测量前端系统，其中，该空间发动机热流测量装置包括：支撑架，适于固定空间发动机；连接件，一端与支撑架固定连接；传感器安装座，与连接件的另一端固定连接；热流传感器，固定安装于传感器安装座；热流传感器的一端面形成测量面，且测量面适于正对空间发动机的待测热流的来流方向。本发明将热流传感器固定安装在传感器安装座上，之后通过连接件分别与传感器安装座和支撑架固定连接，并且将空间发动机直接安装在支撑架上，实现测量空间发动机羽流的热流，空间发动机热流测量装置的体积较小，结构简单，便于安装。
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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
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01L25/00
摘要： 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：CN104588362A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201510008479.8
申请日：2015-01-08
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机管路多余物自动检测及清洗系统，主要由超声波清洗装置、颗粒物检测装置、信号采集装置和工控计算机组成；超声波清洗装置包括放液槽、进液管、清洗槽、液位计、超声波发生器、排液管和集液槽；其中，所述清洗槽通过进液管与放液槽连通，通过排液管与集液槽连通，液位计和超声波发生器位于清洗槽内；颗粒物检测装置与集液槽连通；信号采集装置包括微处理器、通讯模块、信号采集模块和继电器模块；工控计算机通过通讯模块向微处理器发送启动和停止控制信号，接收并显示所述液位信息和颗粒物信息。
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公开(公告)号：CN118408745A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410429469.0
申请日：2024-04-10
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及空间发动机地面试验技术领域，提供了一种空间发动机试验羽流压力测量系统，包括：真空舱；压差传感器，设置在真空舱内，压差传感器的本体上设置有测量端接口与参考端接口；测量端导气管，一端与测量端接口相连，另一端设置在真空舱内的空间发动机羽流场压力测点处；微型电磁阀，设置在参考端接口上，微型电磁阀在真空舱抽真空时打开以连通参考端接口与真空舱、以及在真空舱抽真空结束后关闭以隔绝参考端接口与真空舱。本发明提供的空间发动机试验羽流压力测量系统，相较于现有技术中的测量装置而言，无需设置背压接口与参考端导气管，简化了系统，消除了参考端导气管铺设对羽流场分布的影响，有利于提高测量效果。
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公开(公告)号：CN116609072A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310383491.1
申请日：2023-04-11
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及空间发动机地面试验技术领域，提供了一种空间发动机试验羽流压力测量系统，至少包括：压差传感器，压差传感器的本体上设置有测量端接口、参考端接口以及背压接口；测量端导气管，一端与测量端接口相连，另一端适于布置在空间发动机羽流场内的压力测点处；参考端导气管，一端与参考端接口相连，另一端与背压接口相连；其中，沿气体的输送方向上背压接口至少包括两个不同内径的气体通道，以使参考端接口处的气压在试验中的预设时间段内保持恒定。该测量系统，简化了系统，无需设置背压区，取消了用于测量参考端接口处的压力值的装置，缩短了参考端导气管的长度，大幅减少现场的工作量，同时能够满足测量需求。
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公开(公告)号：CN115585126A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211195836.2
申请日：2022-09-29
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 一种基于声音识别的在轨蒸发地面试验真空泵故障诊断智能方法，针对在轨蒸发地面试验对真空泵工作状态的监控需求，对真空泵的故障进行检测。将声音采集装置安装在试验现场，实时采集声音信号，采集到的信号上传至分析服务器，通过声音检测模型对音频数据进行检测，并对真空泵发出的声音进行识别，以此判断真空泵是否存在故障。
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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
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 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：CN104568447A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510008476.4
申请日：2015-01-08
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明提供一种液体火箭发动机脉冲后效冲量的快速计算系统，包括数据采集装置、供电装置、燃烧室压力标志开关、阀电流标志开关、脉冲信息器、脉冲个数记录器、脉冲宽度记录器、冲量存放器及显示界面；其中数据采集装置，用于采集试验参数，并将试验参数中包含的燃烧室压力信息和用于控制燃烧室开闭的阀电流脉冲信号同步分流出；燃烧室压力标志开关用于指示后效冲量的开始和结束时刻；阀电流标志开关用于指示阀电流脉冲信号的开始和结束时刻；脉冲信息器，用于更新存储于脉冲计数器中脉冲的个数，分析脉冲宽度由脉冲宽度；冲量存放器用于计算后效冲量，显示界面，用于对个脉冲对应的后效冲量积分结果进行显示。
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公开(公告)号：CN118424471A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410507697.5
申请日：2024-04-25
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及液体火箭发动机试验温度测量技术领域，公开了一种光谱辐射测温方法、系统、计算机设备及存储介质，该方法包括：根据被测对象的亮温以及光谱辐射测温仪的电信号建立电信号与亮温的对应关系；根据电信号与亮温的对应关系以及遗传算法种群，获得遗传算法种群中的每一个个体的电信号与亮温的回归曲线；根据电信号与亮温的回归曲线、遗传算法的目标函数以及遗传算法的惩罚函数，获得遗传算法的适应度函数；根据遗传算法的适应度函数对遗传算法种群进行选择、交叉以及变异处理，获得遗传算法种群中的目标个体；根据遗传算法种群中的目标个体的电信号与亮温的回归曲线以及光谱辐射测温仪的测量通道，获得被测对象的真温和光谱发射率。
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