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公开(公告)号：CN113638822A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110730417.3
申请日：2021-06-30
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出了一种固体火箭发动机后裙连接机械臂式级间分离试验装置和方法，分离试验装置包括前抱环组件、后抱环组件和连接杆；前抱环组件与后抱环组件均分别包括上抱环、下抱环、机械臂以及滚轮组件，后抱环组件外端还固定有后连接板；后连接板上开有若干沿周向均布的连接孔，用于连接子级发动机的后裙；上抱环外表面的周向两侧设置有各自与机械臂连接的接口结构；接口结构能够与机械臂一端的弧板结构配合，使机械臂能够通过弧板结构沿上抱环外表面周向移动并在移动到位后固定。该分离试验装置便捷性在于所有组装过程均在地面，组装完毕后再吊起，不用在高空进行组装；所有的调整全部集中在机械臂上，调试方便，提高安全性的同时提高了工作效率。
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公开(公告)号：CN112012852A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202010909328.0
申请日：2020-09-02
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明属于固体火箭发动机地面点火试验技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机反喷保护收集装置及保护收集方法。本发明包括引射管、上反喷收集保护机构、下反喷收集保护机构、上高度调整机构、底盘、下高度调整机构和安装板；上反喷收集保护机构、上高度调整机构、下反喷收集保护机构、下高度调整机构和底盘从上至下依次设置，底盘可转动的连接在安装板上；引射管连接在反喷发动机反向喷管上，并朝向上反喷收集保护机构或下反喷收集保护机构。本发明通过高度、角度的调节，实现了发动机反向喷管喷出物质的对准与收集，保证了试验的安全性。设置石棉板，大大减小了大质量大体积反喷物质的动能；设置缓冲区，进一步减小了的反喷物质的动能。
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公开(公告)号：CN109186374B
公开(公告)日：2020-06-16
申请号：CN201811193188.0
申请日：2018-10-14
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出了一种可行的用于考核突防装置释放对分导舱影响的试验装置，包括吊具、释放机构、控制系统以及传感器系统；控制系统控制释放机构在指定高度释放分导舱，并控制突防装置按时序从分导舱中飞离；传感器系统能够采集分导舱的状态参数；吊具采用工型横梁结构，四角上端通过吊耳与外部载体连接，四角下端分别连接弹性绳索；中部通过释放机构连接一组刚性绳索，刚性绳索另一端连接分导舱顶端；分导舱侧壁通过刚性绳索与工型横梁结构四角下端的弹性绳索末端连接。本发明采用弹性绳索和刚性绳索串联的方式，通过钢性绳索确定分导舱自由下落高度，通过弹性绳索减缓分导舱自由下落趋势并回收分导舱，能够实现考核突防装置释放对分导舱影响的目的。
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公开(公告)号：CN109357881A
公开(公告)日：2019-02-19
申请号：CN201811459857.4
申请日：2018-11-30
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种异形发动机推力测量装置，采用了特殊设计的传力装置进行推力测量，并在传力装置中增加了前部辅助支撑，辅助支撑通过加强环来紧固，保持试验中发动机与传力装置的一体性。整个试验架采用卧式结构，动架与定架之间采用滚球支撑，前端设计防扭装置，解决发动机在试验过程中产生的滚转力矩，完成对此异形发动机的推力测量。使用该推力测量试验装置已成功完成多次该型号发动机的内部试验数据测量，试后发动机结构完整，成功获得所需的各项数据。
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公开(公告)号：CN109186919A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811225644.5
申请日：2018-10-21
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种用于固体火箭发动机冲击点火复合试验的试验装置，由立式试验架、辅助弧板、冲击加载装置、冲击锤、电磁挂钩和控制系统组成；待测固体火箭发动机通过辅助弧板垂直安装在立式试验架顶端；冲击加载装置包括支撑架、顶部转轴机构和连接杆；连接杆一端通过轴承与转轴配合，连接杆另一端与冲击锤固定连接；待测固体火箭发动机的轴线处于冲击锤的摆动平面内，冲击锤前端圆弧冲击面与立式试验架顶端平面接触时，冲击锤轴线垂直于立式试验架顶端平面。本发明通过设计冲击锤的冲击位置和高度，能够实现固体火箭发动机在实际点火状态的冲击试验，满足直径≤ф220mm、质量≤25kg、推力≤20kN，冲击载荷2500g-6000g发动机冲击试验要求，且动作平稳、时序准确。
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公开(公告)号：CN109186374A
公开(公告)日：2019-01-11
申请号：CN201811193188.0
申请日：2018-10-14
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出了一种可行的用于考核突防装置释放对分导舱影响的试验装置，包括吊具、释放机构、控制系统以及传感器系统；控制系统控制释放机构在指定高度释放分导舱，并控制突防装置按时序从分导舱中飞离；传感器系统能够采集分导舱的状态参数；吊具采用工型横梁结构，四角上端通过吊耳与外部载体连接，四角下端分别连接弹性绳索；中部通过释放机构连接一组刚性绳索，刚性绳索另一端连接分导舱顶端；分导舱侧壁通过刚性绳索与工型横梁结构四角下端的弹性绳索末端连接。本发明采用弹性绳索和刚性绳索串联的方式，通过钢性绳索确定分导舱自由下落高度，通过弹性绳索减缓分导舱自由下落趋势并回收分导舱，能够实现考核突防装置释放对分导舱影响的目的。
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公开(公告)号：CN108896316A
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201810571086.1
申请日：2018-06-05
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
CPC分类号： G01M15/00 , G01M15/02 , G01N3/12 , G01N2203/0003 , G01N2203/0019 , G01N2203/0048
摘要： 本发明提出一种考核全尺寸固体发动机在大挤压力作用下的安全性试验装置，包括承压墙、弹性气垫、挤压板、压力传感器和水平加载系统；被测发动机一侧紧靠承压墙并放置在弹性气垫上；挤压板放置在被测发动机的另一侧，并通过压力传感器与水平加载系统连接；所述水平加载系统通过挤压板向被测发动机施加水平加载的挤压力。本发明解决了试验对大挤压力及挤压力-时间谱、传力可靠性、安全性等多方面的需求，可靠模拟固体发动机因飞机降落出现意外，起落架没能打开，机载导弹用固体发动机承受飞机着陆重量的挤压过程，为考核固体发动机挤压安全性奠定了基础。
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公开(公告)号：CN108106852A
公开(公告)日：2018-06-01
申请号：CN201711263725.X
申请日：2017-12-05
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明提出一种用于滚控发动机地面点火试验的整体式法兰套筒试验架，包括定架、承力墩、测力组件、法兰套筒动架；还包括轴支架、连杆、线性运动轴承和简易快速定位夹具。本发明采用线性运动轴承安装在动架内，线性运动轴承的承载球与连杆呈点接触，摩擦阻力小，测量灵敏度高，应用到试验架上可提高发动机的推力测量精度，解决斜置式摆动喷管滚控发动机的安装调试困难，以及推力无法准确传递的问题。此外为防止试验过程中喷管转动，设计简易快速定位夹具，并为了消除试验架推力传递组件与承力面之间的间隙，减小发动机点火瞬间产生的冲击及试验过程中震荡对推力测量的影响，设计预紧力加载机构。
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公开(公告)号：CN112012853A
公开(公告)日：2020-12-01
申请号：CN202011066998.7
申请日：2020-10-04
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种后裙连接形式的固体火箭发动机点火试验用推力传递装置，包括前端连板、底座、后裙连板、弧形座、连杆和抱环；后裙连板采用上下分体的形式，不需借助鼠笼及翻转工装即可快速实现发动机的卧式安装；弧形座设计为同装置一体的高度可调节式，通过调整高度直接支撑发动机，避免了发动机自重导致的后裙连接位置处的应力集中；可拆卸式的推力连杆及抱环也方便了试验的进行，保证发动机的精准安装，避免了干涉情况的出现，可与不同的动定架连接以满足不同规格发动机的试验要求。该发明装置具有使用简便、成本低、效率高、安全性好等优点。
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公开(公告)号：CN109186919B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201811225644.5
申请日：2018-10-21
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种用于固体火箭发动机冲击点火复合试验的试验装置，由立式试验架、辅助弧板、冲击加载装置、冲击锤、电磁挂钩和控制系统组成；待测固体火箭发动机通过辅助弧板垂直安装在立式试验架顶端；冲击加载装置包括支撑架、顶部转轴机构和连接杆；连接杆一端通过轴承与转轴配合，连接杆另一端与冲击锤固定连接；待测固体火箭发动机的轴线处于冲击锤的摆动平面内，冲击锤前端圆弧冲击面与立式试验架顶端平面接触时，冲击锤轴线垂直于立式试验架顶端平面。本发明通过设计冲击锤的冲击位置和高度，能够实现固体火箭发动机在实际点火状态的冲击试验，满足直径≤ф220mm、质量≤25kg、推力≤20kN，冲击载荷2500g‑6000g发动机冲击试验要求，且动作平稳、时序准确。
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