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公开(公告)号：CN116127092A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211714225.4
申请日：2022-12-24
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所 , 西北工业大学
IPC: G06F16/36 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06N3/0442
Abstract: 本发明提供一种面向固体火箭发动机试验的知识图谱构建方法，以解决传统的基于关系数据库的扁平存储式对固体火箭发动机试验相关数据不能有效挖掘、分析、充分利用等问题。步骤：S1：试验数据信息抽取神经网络基础结构构建；S2：试验数据信息抽取神经网络向前传播；S3：试验数据信息抽取神经网络误差反向传播；S4：试验数据信息抽取神经网络权重及偏置更新。本发明与现有的基于关系数据库的扁平存储形式相比较，面向固体火箭发动机试验领域知识图谱构建技术能够实现自主化数据管理程度，将非结构与半结构化数据进行结构可视化处理，大大增强了数据直接的关联挖掘分析能力，从而直观地展现固体火箭发动机试验中的复杂隐性关系。
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公开(公告)号：CN112611568B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202011506801.7
申请日：2020-12-18
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及一种固体姿/轨控发动机推力矢量测试装置。包括底板、力传感器下托板、六分力传感器、力传感器上顶板、校准力源、姿/轨控钟状托盘、固体姿/轨控发动机、T型螺杆、螺纹调平装置、轨控共用校准力源安装平台、姿/轨控共用校准力源安装平台、氮气瓶、单向阀、精密压力表和测控采集装置。本发明可对姿控推力矢量和轨控推力矢量进行分别校准，也可同时校准。校准力源采用气动加载的方式，易于控制，且具有较高的动态精度。约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态响应特性；操作性好，台架易对中、安装和拆卸。
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公开(公告)号：CN112611568A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011506801.7
申请日：2020-12-18
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及一种固体姿/轨控发动机推力矢量测试装置。包括底板、力传感器下托板、六分力传感器、力传感器上顶板、校准力源、姿/轨控钟状托盘、固体姿/轨控发动机、T型螺杆、螺纹调平装置、轨控共用校准力源安装平台、姿/轨控共用校准力源安装平台、氮气瓶、单向阀、精密压力表和测控采集装置。本发明可对姿控推力矢量和轨控推力矢量进行分别校准，也可同时校准。校准力源采用气动加载的方式，易于控制，且具有较高的动态精度。约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态响应特性；操作性好，台架易对中、安装和拆卸。
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公开(公告)号：CN109339983A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811401164.X
申请日：2018-11-22
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: F02K9/96
CPC classification number: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机虚拟高模试验环境模型的验证装置，包括缩比高空舱、缩比喷管模型和缩比扩压器模型，缩比模型喷管通过台架连接安置于缩比高空舱内，缩比高空舱与缩比扩压器模型连接，缩比喷管模型的出口部分伸入缩比扩压器模型的入口直筒段内；所述缩比扩压器模型分为入口直筒段、收敛段、二次喉道段和扩散段。本发明无需进行点火试验，可以反复使用，成本更低，且无污染，更加安全；可测量扩压器各个截面气动参数，为虚拟高模环境模型修正提高可靠数据，而点火试验中，各截面气动参数无法连续完整测量。通过对不同型面参数的扩压器模型试验验证可为虚拟高模试验环境模型修正提供大量的试验数据支撑。
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公开(公告)号：CN115752752A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211532086.3
申请日：2022-12-01
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G01J5/20 , G01J5/00 , G01J5/08 , G01J5/0813
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机的尾焰温度测量装置，由光学瞄准系统、光纤分光系统、数据采集与处理系统组成，光学瞄准系统包括物镜系统和场阑反射镜，物镜系统将被测目标点处发出的光信息通过视场光阑传至光纤分光系统的入射处；光纤分光系统包括分束光纤头和窄带滤光片，光纤分光系统接收的光信息进行滤光，提供给数据采集与处理系统进行采集；数据采集与处理系统包括硅光电探测器、高速数据采集模块和工控机，数据采集与处理系统将谱线辐射信息转换数字信号传输至工控机中算出被测目标点的真实温度。本发明利用两种金属原子的双谱线光谱信息求取的温度可以较好的互补、对比，提高了该装置尾焰温度测量容错性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112610364A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011591988.5
申请日：2020-12-29
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机测试试验，具体涉及一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架。包括地面导轨、定架、动架、试验发动机及调整装置。所述地面导轨地面导轨固定在混凝土基座上，地面导轨通过定架的底架连接，进而固定底架；定架的支架平板与调整装置的连接底板连接，调整装置的滑动板轴承支撑试验发动机，限位框对试验发动机进行限位。动架的连接盘连接试验发动机，通过装置中安置的传感器对试验发动机进行测试。本发明约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态特性稳定。
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公开(公告)号：CN115807722A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211683588.6
申请日：2022-12-27
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明公开了一种气动激振器，包括激振器端盖、高压气缸、导流装置、活塞组件和气流调节盘，气流调节盘驱动转轴的一端通过转动轴承安装固定在壳体内部，气流调节盘安装固定在壳体内部一端的气流调节盘驱动转轴上；气流调节盘驱动转轴位于壳体外部一端安装有驱动轮盘；气流调节盘外侧壁面凸起一侧安装设置有高压气缸；活塞组件安装在壳体上部的活塞室内；导流装置安装在活塞室底部的气流调节盘为外侧；激振器端盖安装驱动轮盘相对的壳体一侧上，激振器端盖壁面设置有排气孔，用于将活塞室排入排气通道中的气体排出。本发明通过调节高压气缸内的压力可以输出较大量值的激振力，通过孔板转盘的快速转动，可以实现宽频率范围和较高频率的输出激振力。
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公开(公告)号：CN114199581A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111391553.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G01M15/04
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机测试领域，具体涉及一种固体姿轨控发动机动态校准力源装置。包括：发动机喷嘴压块、活塞杆、调节螺套、活塞套、锁紧螺母、压强传感器、电磁阀、储气缸和快接软管，所述储气缸通过快插软管与低压氮气瓶连接，所述电磁阀与储气缸连接，另一端与压强传感器连接，所述压强传感器通过锁紧螺母与活塞套连接，所述活塞套中的活塞杆通过调节螺套与发动机喷嘴压块连接。本发明采用小压力，大面积法，减少密封圈阻力，大大提高了灵敏度；采用特殊密封结构，确保活塞具有较高灵敏度；采用小力矩转动，密封条件较好情况下可采用柔性结构。
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公开(公告)号：CN114166080A
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202111463807.5
申请日：2021-12-03
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及机械制造技术领域，具体涉及一种微型火工品慢烤试验设备。包括保温箱、试验工装、循环风机、视窗、接线盒、采集设备、视频监视器、控制柜、温度传感器及试验测试传感器，所述试验工装置于保温箱内，所述循环风机及视窗置于保温箱上，所述试验测试传感器置于试验工装周围，所述采集设备，视频监视器及控制柜通过接线盒与保温箱连接。保温箱体分四层，由外及内为保护层和保温层，防爆层贴着保温层，保温层和气体循环层之间是加热层，加热层加热的空气，通过轴流风机均匀的循环到箱体内。本发明相对于现有的慢烤设备，在测量精度及可靠性，使用功能和使用寿命上都有很大的提高。为测量人员减轻了负担，达到高效、准确测量的目的。
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公开(公告)号：CN115824428A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211529253.9
申请日：2022-11-30
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明公开了一种高温气体标准源辐射系统，包括气体混合装置、液体气化仪、水冷却系统和高温加热炉，气体混合装置和液体气化仪分别与混合气体止回阀连接后再与高温加热炉的管式炉进气口连接；高温加热炉的主体为高温加热炉管，高温加热炉管的两侧面安装有待测气体特征光谱高透过率玻璃；高温加热炉管的两侧分别设置有管式炉进气口和管式炉出气口；高温加热炉管上设置有标准热电偶；水冷却系统通过冷却水入口、冷却水出口与高温加热炉连接。本发明解决了固体火箭发动机尾焰气体组份发射率未知，无法对测量结果进行修正的问题，提高尾焰温度测量精度。
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