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公开(公告)号：CN115901121A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211252062.2
申请日：2022-10-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M3/24
摘要： 本发明涉及一种用于阀门的基于拾音矩阵的真空仓多点传递故障检测系统及方法，以解决现有阀门故障判断系统性差，操作繁琐，检查难度大的技术问题。该系统包括中导声真空管包括圆筒状外壳以及设置在外壳内部的声音传递芯；声音映射板上设置有多组隔音层和声音传递层；导声真空管连接待测阀门检测点和声音映射板上的声音传递层；拾音矩阵设置在真空腔室用于接收声音信号。该方法包括：1、确定故障判断标准；2、采用基于拾音矩阵真空仓多点传递故障检测系统实时检测；3、根据检测数据判断是否存在故障，若存在故障判断故障类型及发生内漏时的泄漏量。
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公开(公告)号：CN109184958B
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN201810996707.0
申请日：2018-08-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，包括圆柱状本体、凹口组I和凹口组Ⅱ；其中，凹口组I包括两个第一凹口，两个第一凹口分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口，两个第二凹口分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口关于Z轴对称设置；从X轴的方向看，第一凹口的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，第一凹口的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴。本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，具有很好的刚性比，可以很好地传递轴向力，同时避开非轴向干扰力，解决了现有弹性约束元件无法进行发动机侧向推力测量的技术问题。
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公开(公告)号：CN110542563A
公开(公告)日：2019-12-06
申请号：CN201910801780.2
申请日：2019-08-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/12
摘要： 本发明提供了一种发动机地面试验POGO激发方法，解决现有地面试验未能有效真实模拟火箭飞行时POGO振动产生的环境，导致在试验时无法通过对POGO激发后推力振动测试确定相关影响，并针对影响进行POGO控制及抑制方法的研究的问题。该POGO激发方法包括以下步骤：1)建立液氧煤油发动机POGO测试环境，按照一定梯度规律改变推进剂的供应压力，激发POGO激振；2)分别对推进剂不同供应压力下的POGO激振环境关键特性参数进行功率谱密度激振分析，若POGO激振环境关键特性参数共同出现某一个或多个峰值，则确定该峰值对应的频率点为易产生低频振动的频率点；POGO激振环境关键特性参数包括推力、氧入口压力和点火路压力。
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公开(公告)号：CN108953004A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810255313.X
申请日：2018-03-23
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种大推力火箭发动机侧向力试验预估方法。解决现有大推力液体火箭发动机的侧向力未知，且不能通过理论分析等方式确定侧向力的大致范围的问题。该方法包括：1)对山形弹簧板进行有限元仿真计算，2)利用山形弹簧板结构有限元仿真计算的结果，得到单个山形弹簧板拉、压力F与应变ε之间的线性关系；得到山形弹簧板弯矩M与应变ε之间的线性关系，得到k1、k2：3)对山形弹簧板上的应变片粘贴位置进行选择；4)测量四组山形弹簧板上八个应变片的应变值，利用所获得的拉压力、弯矩与应变值的对应线性关系，得到山形弹簧板所受X、Y方向的拉压力及弯矩值；5)通过矢量求和的方式，确定侧向力的大小及方向。
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公开(公告)号：CN109084982B
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201810995320.3
申请日：2018-08-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种大推力火箭发动机三向力测量装置及测量方法，解决现有大推力火箭发动机三向力测量方法无法有效保证测量准确性，使得测量准确性降低的问题。该测量装置包括试车动架、试车定架、上层侧向推力测量单元、下层侧向推力测量单元和轴向推力测量单元；试车定架包括外层支撑架、定架上环梁、定架下环梁、定架辅助梁和定架连接梁；试车动架包括动架上环梁、动架下环梁、内层支撑架；轴向推力测量单元安装在动架上环梁与定架上环梁之间；下层侧向推力测量单元设置在定架辅助梁和动架下环梁之间；上层侧向推力测量单元为八组，设置在定架连接梁和动架上环梁之间。同时，本发明还提供一种基于上述装置的三向力测量方法。
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公开(公告)号：CN109184958A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201810996707.0
申请日：2018-08-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，包括圆柱状本体、凹口组I和凹口组Ⅱ；其中，凹口组I包括两个第一凹口，两个第一凹口分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口，两个第二凹口分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口关于Z轴对称设置；从X轴的方向看，第一凹口的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，第一凹口的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴。本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，具有很好的刚性比，可以很好地传递轴向力，同时避开非轴向干扰力，解决了现有弹性约束元件无法进行发动机侧向推力测量的技术问题。
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公开(公告)号：CN104236683B
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201410522430.X
申请日：2014-09-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01F25/00
摘要： 本发明涉及一种高温高压气体流量测量现场校准方法，具体包括以下步骤：(1)采用标准流量计对处于常温状态下的气体进行流量测量，并记录标准流量计测量的数据；(2)对上述的常温气体进行加热和压力调节，使气体的温度和压力转换为实际工作的高温高压工况；(3)针对步骤(2)中的气体采用被校流量计进行测量，并记录被校流量计测量的数据；(4)调节气体的流量大小，重复步骤(1)至(3)；(5)对步骤(1)和步骤(4)获取的测量数据进行比较；根据多次获取的测量数据及比较结果，对被校流量计进行校准，最终确定被校流量计在实际工作的高温高压工况下的计量性能。使用本方法解决了高温高压气体流量测量系统实际工况下现场校准的问题。
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公开(公告)号：CN105721092A
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201410736728.0
申请日：2014-12-04
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： H04J3/06
摘要： 本发明提供一种重采样技术提高分布式系统时间同步精度的方法，由主控站或者外部设备产生一路参考时钟，各操作员站以参考时钟倍频的更高采样频率进行采集，然后与参考时钟最近的上升(或下降)沿对齐，进行降频重采样，获得采集数据。本发明的同步精度主要取决于操作员站点的采样时钟频率，采样时钟频率越高，同步误差越小，同步精度就越高。另外，由于所有操作员站共享一个主控站参考时钟，还可消除由时间漂移、温度、元件老化等导致的不同操作员站时钟稳定度不一致对同步精度的影响。
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公开(公告)号：CN112362216B
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202011271707.8
申请日：2020-11-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01L5/16
摘要： 本发明提供一种采用双测量系统的发动机六分力测量装置，解决现有台架式测力系统测量发动机受力，存在测量误差偏大、测力不全的问题。该装置包括定架、动架以及设在定架和动架之间的测力组件；定架包括底板以及设在底板上的2个侧向力承力座和1个推力承力座；底板4个角上设有升力弹性连杆承力座，2个侧向力承力座、1个推力承力座和4个升力弹性连杆承力座上均设有应变梁，升力应变梁、侧向力应变梁、推力应变梁上均设有应变片；测力组件包括设在升力弹性连杆承力座和动架之间的4个第一测力元件、推力承力座和动架之间的1个第二测力元件、侧向力承力座和动架之间的2个第三测力元件；测力元件包括测力传感器和连接在测力传感器两端的挠性件。
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公开(公告)号：CN110542563B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN201910801780.2
申请日：2019-08-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/12
摘要： 本发明提供了一种发动机地面试验POGO激发方法，解决现有地面试验未能有效真实模拟火箭飞行时POGO振动产生的环境，导致在试验时无法通过对POGO激发后推力振动测试确定相关影响，并针对影响进行POGO控制及抑制方法的研究的问题。该POGO激发方法包括以下步骤：1)建立液氧煤油发动机POGO测试环境，按照一定梯度规律改变推进剂的供应压力，激发POGO激振；2)分别对推进剂不同供应压力下的POGO激振环境关键特性参数进行功率谱密度激振分析，若POGO激振环境关键特性参数共同出现某一个或多个峰值，则确定该峰值对应的频率点为易产生低频振动的频率点；POGO激振环境关键特性参数包括推力、氧入口压力和点火路压力。
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