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公开(公告)号：CN116357479B
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310282783.6
申请日：2023-03-21
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96 , F16L55/027
摘要： 本发明涉及火箭发动机燃气降噪技术领域，具体涉及一种消声器及降噪系统。本发明的消声器包括：本体和截流件，本体呈筒状，具有一端呈开口的消声腔，开口与发动机的排气端相连接，开口的径向尺寸小于消声腔的径向尺寸；本体的壁面上成型有排气部，排气部包括若干排气孔以将喷流噪声从消声腔排向外部环境；截流件与本体固定连接，截流件上成型有通流部以将消声腔分隔为相连通的至少两个腔室，截流件适于阻挡部分喷流噪声沿本体的轴向方向流通。本发明提供的消声器从本体开口进入的气流在消声器内经历两种衰减而最终排出，极大地增强了降噪效果，且结构精简，不额外增大设备整体长度、体积等，具有良好的经济效益。
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公开(公告)号：CN116624294A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202210130282.1
申请日：2022-02-11
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种气氢气氧点火器供应系统,其技术方案要点是该系统包括氮气系统、氢气系统、氧气系统和点火器，氮气系统、氢气系统、氧气系统为点火器供应系统提供压力满足要求的氮气、氢气和氧气，点火器在需要点火试验时混合满足要求的氢气、氧气完成点火，氮气系统为管路和点火器内残余氢气和氧气的吹除提供氮气。在氢气、氧气供应主阀后设置的氮气吹除接口用于在关机时对主阀后管路和点火器的吹扫，防止回火等情况发生。设置的点氢应急阀和点氧应急阀可在发生试验事故时切断氢气、氧气供应，保证试验系统的安全。试验系统内所有阀门均可远程控制，气体压力等参数也可远程监测，达到现场无人操作，保证试验操作人员的安全。
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公开(公告)号：CN115978134A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211632519.2
申请日：2022-12-19
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及火箭发动机试验设备领域，其目的是提供一种隔振支架，用来安装火箭发动机试验过程中的非接触测量设备。这种隔振支架可实现多自由度方向隔振，且隔振效果较好。上述隔振支架包括：底座、隔振组件、安装座和连接结构；隔振组件的一端与底座相连接，隔振组件包括一个或一个以上依次连接的弹性片，弹性片上具有至少四个间隔设置的弹性臂，且弹性臂的数量为偶数；安装座的底面与隔振组件的另一端相连接，其顶面适于安装测量设备；连接结构设置于弹性臂的外端，弹性片通过连接结构与相邻的弹性片或者底座或者安装座相连接。本发明解决了现有技术中的隔振支架仅能进行一个自由度方向的隔振，导致测量设备测量结果不够准确、易损坏的问题。
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公开(公告)号：CN111779595B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN202010925823.0
申请日：2020-09-07
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明涉及流体应急排放技术领域，具体涉及一种流体排放装置，包括：排放管，具有流体进口和流体出口;导流结构，设于所述排放管的流体出口处，具有用于引导所述排放管中的流体按照预定路径流出的导流面，以及与所述排放管的流体出口封堵的第一位置和打开至引导所述排放管中的流体沿所述导流面流出的第二位置；支撑结构，与所述导流结构对应设置，在所述导流结构处于第二位置时对其提供足以支撑导流面的作用力。本发明提供了一种避免流体排放时直接冲击地面，降低安全隐患，提高排放速度的流体排放装置。
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公开(公告)号：CN112147282A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202010964911.1
申请日：2020-09-14
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： G01N33/00
摘要： 本发明涉及传感器校准技术领域，具体涉及一种浓度传感器标定装置及标定方法。一种浓度传感器标定装置，包括：气瓶，设有惰性气体进口、待标定气体进口和气体出口；标定容器，通过所述气体出口与所述气瓶连接，且所述标定容器上连接有待标定气体的浓度传感器。本发明提供了一种可以实现全量程标定，使用范围广的浓度传感器标定装置及标定方法。
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公开(公告)号：CN110329531A
公开(公告)日：2019-10-15
申请号：CN201910682697.8
申请日：2019-07-26
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： B64F1/02
摘要： 本发明提供用于无人机拦阻的涡轮阻尼器，属于无人机拦阻技术领域，包括：涡轮阻尼器本体；刹车带轮，连于涡轮阻尼器本体上，用于承卷刹车带；抽出缝，设于刹车带轮上，用于将刹车带的一端朝向刹车带轮的外部抽出，通过将刹车带从抽出缝抽进或抽出，以调节可盘在所述刹车带轮上的刹车带的长度；通过刹车带轮上的刹车带长度的调节，使刹车带轮上的缠绕半径发生改变，实现不同工况下刹车带上阻尼力的调节，从而实现涡轮阻尼器可适用于不同工况下无人机的拦阻；在刹车带缠绕和抽出时，抽出缝起到了固定作用，防止刹车带与刹车带轮间出现打滑现象；在特殊情况下，多余的刹车带可再次从抽出缝抽进，避免发生硬拉无人机的危险。
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公开(公告)号：CN117552894B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202310140141.2
申请日：2023-02-21
申请人： 北京航天试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明公开了一种火箭发动机高空模拟试验方法及设备，该试验方法包括步骤：在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器；点火启动所述火箭发动机，使所述火箭发动机的喷管满流；关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器，使余下的所述蒸汽发生器持续工作，并维持所述支管阀门的打开状态；在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机和余下的所述蒸汽发生器。本发明改进了火箭发动机高空模拟过程中的工艺方法，实现了火箭发动机点火后喷管能够满流，优化了引射工质供应系统的规模，有效节约了引射工质，极大地降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN115978134B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202211632519.2
申请日：2022-12-19
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及火箭发动机试验设备领域，其目的是提供一种隔振支架，用来安装火箭发动机试验过程中的非接触测量设备。这种隔振支架可实现多自由度方向隔振，且隔振效果较好。上述隔振支架包括：底座、隔振组件、安装座和连接结构；隔振组件的一端与底座相连接，隔振组件包括一个或一个以上依次连接的弹性片，弹性片上具有至少四个间隔设置的弹性臂，且弹性臂的数量为偶数；安装座的底面与隔振组件的另一端相连接，其顶面适于安装测量设备；连接结构设置于弹性臂的外端，弹性片通过连接结构与相邻的弹性片或者底座或者安装座相连接。本发明解决了现有技术中的隔振支架仅能进行一个自由度方向的隔振，导致测量设备测量结果不够准确、易损坏的问题。
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公开(公告)号：CN116626217A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310445447.9
申请日：2023-04-23
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技术领域，提供了一种高温燃气采集装置及方法，该高温燃气采集装置，至少包括：采样瓶，具有进口与出口，适于收集和保存高温燃气；燃气汇流管，一端与采样瓶的进口相连通，另一端适于与高温燃气源相连通；支路温度传感器，设置在与采样瓶的出口相连的管路上；加热套，包裹在采样瓶的表面，加热套与支路温度传感器信号连接；支路压力表，设置在与采样瓶的进口相连的管路上。本发明提供的高温燃气采集装置，能够保证采样的高温燃气的温度、压力和初始状态一致，避免气体中的部分物质冷凝，造成组分失真。
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公开(公告)号：CN115638986B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211660071.5
申请日：2022-12-23
申请人： 北京航天试验技术研究所
摘要： 本发明涉及航空试验设备技术领域，其目的是提供一种火箭发动机高空模拟试验装置及其氢气泄露处理方法。这种火箭发动机高空模拟试验装置可以将立式真空舱内氢气吹除干净且不会形成空气氢气混合物、能保证试验的安全。上述火箭发动机高空模拟试验装置包括立式真空舱和吹除组件；立式真空舱的顶部具有排气机构；吹除组件包括第一吹除件和第二吹除件，第一吹除件设置于立式真空舱内的顶部，第二吹除件设置于立式真空舱内的底部。本发明解决了现有技术中的火箭发动机高空模拟试验装置不能将真空舱内的氢气吹除干净、吹除效果较差，且吹除过程中会在立式真空舱内会形成空气氢气混合物，具有较大安全隐患的问题。
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