-
公开(公告)号：CN118010361A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410410636.7
申请日：2024-04-08
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02 , H04L69/164 , G06Q10/10 , G06Q50/26
摘要： 本发明公开了一种发动机地面试验指挥决策方法、系统、设备与介质，涉及系统决策技术领域，包括步骤：获取测量数据；接收指令状态及现场反馈，通过读取测量数据，将指令状态上报显示或进行故障判断、时序分析；进行数据交互、上报测试报告和读写数据；根据不同用户登录，提供不同的用户操作，通过网络连接总控服务器，获取数据信息，并根据用户操作发送相关指令。本发明通过试验指挥决策系统设计开发，实现试验信息数据充分融合，实时对测试数据进行处理、存储和在线监测以及试验准备流程进度展示，实现各子系统的集中数据采集，基于既定规则进行数据快速处理和分析，为试车准备过程执行决策提供依据。
-
公开(公告)号：CN111595476B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010449518.9
申请日：2020-05-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及温度测量装置，具体涉及一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。本发明的目的是解决现有铠装温度传感器存在密封结构与液氧煤油发动机试验系统工艺管路传感器安装接口不匹配、密封性能差、测量精度低、响应速度慢、可靠性差的问题，提供一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。该组件包括铂电阻温度传感器、热敏电阻温度传感器和热电偶温度传感器，三者均包括测温单元、铠装壳体、外套螺母、紧固螺母、护线簧和外引线端；铠装壳体的球头与管路上的喇叭口型焊接直通接口配合；铂电阻温度传感器为触底式；热敏电阻温度传感器的测温头位于感温端头内，且感温端头上开设有液流孔；热电偶温度传感器为露头式。
-
公开(公告)号：CN110716503B
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN201910958855.8
申请日：2019-10-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05B19/414
摘要： 本发明公开了一种高精度推力伺服控制器，其解决了现场推力校准系统高精度伺服控制器存在的成本高，结构复杂且激励电源和伺服控制电流稳定性较差，无法满足高准确度推力校准使用要求的问题。该控制器包括精密直流电源模块、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块及数显表；精密直流电源模块分别与标准力传感器、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块与数显表连接，用于向标准力传感器、标准力信号放大模块、伺服阀控制模块与数显表提供稳定电源；标准力信号放大模块的输入端接标准力传感器的输出信号，输出端与伺服阀控制模块输入端连接，伺服阀控制模块输出端与外部推力加载伺服阀连接。数显表用于电路参数可视，方便校准过程操作与控制。
-
公开(公告)号：CN110426097B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201910726305.3
申请日：2019-08-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种大流量低温推进剂供应管路用流动调整器，包括流体管道、一级多孔板以及二级多孔板；一级多孔板、二级多孔板沿着液体介质的流动方向依次设置在流体管道中；一级多孔板上设置有N级第一小孔组，其中，第一级第一小孔组仅有一个第一小孔，开设在一级多孔板的圆心处：第2至N级第一小孔组设置在以一级多孔板圆心为中心等距分布的N‑1级正六边形上；二级多孔板上设置有M级第二小孔组，其中，第一级第二小孔组仅有一个第二小孔，开设在二级多孔板的圆心处：第2至M级第二小孔组设置在以二级多孔板圆心为中心等距分布的M‑1级正六边形上；该流动调整器具有流场调节精度高、流动阻力较小、对低温环境适用性强等优点。
-
公开(公告)号：CN105159380B
公开(公告)日：2017-01-18
申请号：CN201510493844.9
申请日：2015-08-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05F1/56
摘要： 本发明提供一种多通道隔离恒压及恒流源，包括母板及多个独立的子板，母板分别通过独立的插头与多个独立的子板电连接，每个子板包括至少一个信号调理单元，各信号调理单元物理上完全分开，每一个信号调理单元包括电源稳压隔离单元、恒压与恒流单元，恒压与恒流单元包括可调激励电压源模块、可调激励电流源模块及选择开关，可调激励电压源模块及可调激励电流源模块各自输出精密可调恒压源与恒流源，通过子板选择开关选择电压源或电流源并通过母板上相应的电源输出接口输出。本发明激励电压及电流源调节范围宽，通道之间完全隔离，输出功率大，稳定性好，能够满足各种传感器对激励电源的不同需求。
-
公开(公告)号：CN118482814A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410708284.3
申请日：2024-06-03
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供了一种传感器电荷灵敏度校准系统，属于传感器校准领域。第一无水测量仓用于提供无水的校准环境；振动台设置在第一无水测量仓内，待测传感器固定设置于所述振动台上，待测传感器用于采集振动台的振动信号；氮气输送模块用于向第一无水测量仓提供低温氮气，第一无水测量仓为透明材料；激光测振仪设置于设置于第一无水测量仓正上方，其信号采集端与振动台相对设置，用于采集振动台的振动信号；信号处理模块用于将激光测振仪采集的振动台的振动信号作为标准数据，并利用标准数据对待测传感器采集的振动台的振动信号进行电荷灵敏度校准，本发明能够使待测传感器的低温电荷灵敏度校准更精准。
-
公开(公告)号：CN117232860A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311098263.6
申请日：2023-08-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及火箭发动机桥路采集系统，具体涉及一种外加信号校准的火箭发动机桥路采集系统及校准方法，解决了现有火箭发动机桥路采集系统的校准方法精度差，且校准过程繁琐的技术问题。本发明提供火箭发动机桥路采集系统，通过在桥路传感器和桥路采集装置之间增加外加信号校准装置，实现对桥路采集装置的校准，利用信号切换阵列实现外加信号和待测试应变量信号的转接，可以在测试前通过外加信号对桥路采集装置同时进行单通道或多通道校准，减少校准工作的时间，也不影响桥路采集装置的工作状态，降低校准误差，保证桥路采集装置的精度和准确性。同时，在信号切换阵列之后增加多路滤波模块，可有效降低环境噪声以及其他信号的干扰。
-
公开(公告)号：CN111106806B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN201911275039.3
申请日：2019-12-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： H03F3/45
摘要： 本发明属于液体火箭发动机试验技术领域，具体涉及一种适用于LMS采集系统的水击压力信号调理装置。为了解决现有水击压力采集系统测量通道容量少，信号采集频率低，且系统功能单一，占用资源较多的技术问题，包括主机箱、位于主机箱内的信号调理器母板、位于信号调理器母板上的供源及供源分配电路及插装在信号调理器母板上的n个信号调理板卡；该装置不仅具备对水击压力传感器进行多通道同步稳定供源和信号调理外，还具备不同接地信号间隔离功能，可以有效解决信号接地不同带来的信号间干扰问题，满足了LMS采集系统进行水击压力参数测量的要求，从而实现LMS采集系统对水击压力参数的采集。
-
公开(公告)号：CN111595476A
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN202010449518.9
申请日：2020-05-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及温度测量装置，具体涉及一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。本发明的目的是解决现有铠装温度传感器存在密封结构与液氧煤油发动机试验系统工艺管路传感器安装接口不匹配、密封性能差、测量精度低、响应速度慢、可靠性差的问题，提供一种液氧煤油发动机试验系统工艺管路用测温组件。该组件包括铂电阻温度传感器、热敏电阻温度传感器和热电偶温度传感器，三者均包括测温单元、铠装壳体、外套螺母、紧固螺母、护线簧和外引线端；铠装壳体的球头与管路上的喇叭口型焊接直通接口配合；铂电阻温度传感器为触底式；热敏电阻温度传感器的测温头位于感温端头内，且感温端头上开设有液流孔；热电偶温度传感器为露头式。
-
公开(公告)号：CN110426097A
公开(公告)日：2019-11-08
申请号：CN201910726305.3
申请日：2019-08-07
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明公开了一种大流量低温推进剂供应管路用流动调整器，包括流体管道、一级多孔板以及二级多孔板；一级多孔板、二级多孔板沿着液体介质的流动方向依次设置在流体管道中；一级多孔板上设置有N级第一小孔组，其中，第一级第一小孔组仅有一个第一小孔，开设在一级多孔板的圆心处：第2至N级第一小孔组设置在以一级多孔板圆心为中心等距分布的N-1级正六边形上；二级多孔板上设置有M级第二小孔组，其中，第一级第二小孔组仅有一个第二小孔，开设在二级多孔板的圆心处：第2至M级第二小孔组设置在以二级多孔板圆心为中心等距分布的M-1级正六边形上；该流动调整器具有流场调节精度高、流动阻力较小、对低温环境适用性强等优点。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
24 条记录 (耗时 0.03 秒)