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公开(公告)号：CN115791195A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211209276.1
申请日：2022-09-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿轨控发动机模拟试验装置及方法，具体涉及一种真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验系统及试验方法，用于解决现有发动机动力系统仅进行力学环境、热环境或发动机热试环境等单项试验验证考核，无法进行力热耦合环境综合试验验证的不足之处。该真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验系统包括真空舱、振动加载系统、降温系统、加热系统、支架、试验件转接件；本发明能够实现姿轨控发动机在真空、高温、低温、振动等力热环境下的模拟试验，有利于提高动力系统对复杂飞行环境的适应性。同时，本发明公开一种真空环境下姿轨控发动机高低温振动试验方法。
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公开(公告)号：CN115077758A
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202210665332.6
申请日：2022-06-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 寇鑫 , 李广会 , 吕欣 , 刘阳 , 赵飞 , 李林永 , 何小军 , 肖培斌 , 赵立波 , 李大海 , 肖晶晶 , 党栋 , 张建明 , 韩香广 , 李宇 , 宋家豪 , 马庆华 , 王冬 , 朱良麒 , 李仕帅 , 谭仁杰 , 尚钰杰
IPC分类号： G01L5/00 , G01L5/1627 , G01M15/00 , C23C14/35 , C23C14/20 , C23C14/04 , C23C16/50 , C23C16/40 , C23C28/00
摘要： 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传感器；第一传感器、第二传感器、第三传感器分别设置在应变辐轴向和侧向最大应变力位置。
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公开(公告)号：CN112378561B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202011338494.6
申请日：2020-11-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及航天液体发动机试验装置，具体涉及用于姿控发动机推力测量及原位校准的一体式设备及方法，以解决现有姿控发动机的测量力传感器承受初始力矩大、易产生疲劳裂纹、以及热辐射和振动等外部因素对推力测量精度影响大的问题。本发明所采用的技术方案为：一种用于姿控发动机推力测量及原位校准的一体式设备，包括推力测量装置、校准力加载装置、数据采集系统和数据处理系统，推力测量装置包括中心轴、弹性片、连接架、定架、测量力传感器和转接架；所述校准力加载装置设置在中心轴一侧，所述校准力加载装置包括标定架、丝杠加载机构、标准力传感器和钢丝。本发明还提供了一种姿控发动机推力测量及原位校准的方法。
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公开(公告)号：CN111044191B
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN201911191315.8
申请日：2019-11-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种姿控发动机推力测量装置，解决现有姿控发动机试验装置尺寸较大、测量精度较低以及会对动架、传感器造成损坏的问题。该装置中，动架、力源加载单元、力测量单元和预紧力装置的中心线同轴设置；定架用于承受发动机推力；动架用于安装发动机和传递发动机产生的推力；力测量单元包括稳态力传感器和承力压头，稳态力传感器设置在测量力承力墙上，用于测量动架传递的力，承力压头将动架前法兰的力传递给稳态力传感器；力源加载单元用于实现对稳态力传感器的标准力源加载；预紧力装置设置在动架后法兰和测量力承力墙之间，主要是用于消除动架结构和测量力传感器之间的间隙，同时通过施加一定的预紧力。
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公开(公告)号：CN112378561A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011338494.6
申请日：2020-11-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及航天液体发动机试验装置，具体涉及用于姿控发动机推力测量及原位校准的一体式设备及方法，以解决现有姿控发动机的测量力传感器承受初始力矩大、易产生疲劳裂纹、以及热辐射和振动等外部因素对推力测量精度影响大的问题。本发明所采用的技术方案为：一种用于姿控发动机推力测量及原位校准的一体式设备，包括推力测量装置、校准力加载装置、数据采集系统和数据处理系统，推力测量装置包括中心轴、弹性片、连接架、定架、测量力传感器和转接架；所述校准力加载装置设置在中心轴一侧，所述校准力加载装置包括标定架、丝杠加载机构、标准力传感器和钢丝。本发明还提供了一种姿控发动机推力测量及原位校准的方法。
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公开(公告)号：CN110834740B
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN201911025423.8
申请日：2019-10-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： B64F5/60
摘要： 本发明涉及一种飞行器分离试验用动态平衡调节装置及其调节方法，目的是为了解决现有技术中存在的平衡调节装置体积大、质量大、耗资大的问题。一种飞行器分离试验用动态平衡调节装置包括配重单元、舱内配重支架、舱外配重支架、倾角测试仪；配重单元包括伺服电机组件、滑块导轨机构、移动配重块、固定配重块、控制装置；舱内配重支架用于连接飞行器舱体与舱外配重支架；舱外配重支架包括支撑板、舱外吊梁；倾角测试仪安装在固定配重块上。基于上述的动态平衡调节装置，本发明提供了一种飞行器分离试验动态平衡调节方法。
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公开(公告)号：CN105486441B
公开(公告)日：2018-05-01
申请号：CN201511025743.5
申请日：2015-12-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿控发动机矢量推力测量校准一体化装置及测量方法，为了实现姿控发动机矢量推力测量要求的问题，包括发动机、标准矢量力力源、加载机构、矢量力测量单元、数据处理模块以及原位推力计算模块，标准矢量力力源用于根据执行要求产生并控制9个标准力作用在加载机构上；加载机构用于固定待校准的矢量力传感器；矢量力测量单元用于对待校准的矢量力传感器输出的电压信号的进行采集；数据处理模块用于接收来自标准矢量力力源的加载结果和矢量力测量单元的测量结果，通过计算获取待校准矢量力传感器的校准系数；原位推力计算模块用于计算所施加在发动机法兰面的力。在发动机工作过程中，可获取发动机主推力，水平及垂直方向的侧向力等，考核发动机的工作性能。
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公开(公告)号：CN107860504A
公开(公告)日：2018-03-30
申请号：CN201710936008.2
申请日：2017-10-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 为了解决目前稳态推力特性测量和动态推力特性测量不能同时实现的技术问题，本发明提供了一种姿控发动机的准动态推力测量校准一体化装置，包括定架、安装座、传感器组件、切换组件、标定组件、电荷放大器、气缸控制系统、采集系统和数据处理系统；所述切换组件包括依次相接的切换气缸、切换环和传感器拉杆；切换环的一端与切换气缸的气缸拉杆相连，切换环的另一端与传感器拉杆的一端活动套接；传感器拉杆的另一端与所述应变传感器的中心柱在中心柱螺纹孔处螺纹连接；切换气缸动作带动切换环运动，使得切换环与传感器拉杆脱离或拉紧，实现应变传感器和压电传感器的切换，从而在一个测量装置中同时进行姿控发动机动态、稳态推力特性的测量。
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公开(公告)号：CN107389240A
公开(公告)日：2017-11-24
申请号：CN201710418218.2
申请日：2017-06-06
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
CPC分类号： G01L5/0038 , G01L11/00
摘要： 本发明涉及4-25N姿控发动机真空热环境稳态推力测量装置。该装置包括基座转接架、减震块、定架、天平转接板、单分力天平测量装置、推进剂管路以及推进剂管路固定装置；基座转接架与定架之间均布安装多个减震块；单分力天平测量装置通过天平转接板安装在定架上；定架周边固定安装有多个推进剂管路固定装置，推进剂管路通过推进剂管路固定装置安装，推进剂管路一端与外部推进剂供应系统连通，另一端与待测量姿控发动机推进剂入口连通；本发明满足了4-25N姿控发动机小推力测量要求，解决了管路约束、振动引入的不确定度多等问题。
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公开(公告)号：CN117553968A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202210934020.0
申请日：2022-08-04
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01L25/00
摘要： 本发明涉及发动机动态推力的测量系统及方法，具体涉及一种小推力姿轨控发动机真空动态推力测量校准系统及方法，用于解决现有小推力姿轨控发动机动态推力测量试验所采用的压电式推力传感器受试验现场条件和温度变化的影响较大，以及由于每次动态推力测量试验数据量巨大，导致处理过程较慢的不足之处。该小推力姿轨控发动机真空动态推力测量校准系统宝库压电传感器、校验单元和采集单元；其中校验单元用于在正式试验前对压电传感器进行现场标定以保证压电传感器的测量精度，采集单元用于在校验单元标定后对发动机起动关机过渡过程的实际推力进行采集处理以获得发动机在脉冲工作状态下的响应时间及推力冲量特性。
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