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公开(公告)号：CN110259606B
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN201910637480.5
申请日：2017-12-05
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种斜置喷管轴向加力的推力原位校准方法，利用原位校准装置实现原位校准；斜支撑安装在定架上，斜支撑上部连接法兰平面与发动机燃烧室轴线夹角等于斜置喷管轴线与发动机燃烧室轴线的倾斜角；油缸支架固定安装在斜支撑上，油缸支架上固定安装油缸定位调节机构；加力油缸固定安装在油缸定位调节机构端面，能够通过油缸定位调节机构端面四边的连接耳片调节加力油缸轴线位置；加力油缸前端通过油缸接头同轴连接标准传感器；标准传感器前端通过球接头与喷管定位盘同轴配合；喷管定位盘扣装在斜置喷管的出口端面上，喷管轴线与喷管定位盘轴线一致。本发明能够标定发动机推力在垂直方向上的分力所产生的摩擦阻力带来的系统误差。
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公开(公告)号：CN108106852B
公开(公告)日：2019-10-22
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：CN110259606A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910637480.5
申请日：2017-12-05
申请人： 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明提出一种斜置喷管轴向加力的推力原位校准方法，利用原位校准装置实现原位校准；斜支撑安装在定架上，斜支撑上部连接法兰平面与发动机燃烧室轴线夹角等于斜置喷管轴线与发动机燃烧室轴线的倾斜角；油缸支架固定安装在斜支撑上，油缸支架上固定安装油缸定位调节机构；加力油缸固定安装在油缸定位调节机构端面，能够通过油缸定位调节机构端面四边的连接耳片调节加力油缸轴线位置；加力油缸前端通过油缸接头同轴连接标准传感器；标准传感器前端通过球接头与喷管定位盘同轴配合；喷管定位盘扣装在斜置喷管的出口端面上，喷管轴线与喷管定位盘轴线一致。本发明能够标定发动机推力在垂直方向上的分力所产生的摩擦阻力带来的系统误差。
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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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公开(公告)号：CN109488486A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811315530.X
申请日：2018-11-06
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锥形全尺寸固体火箭发动机的轮幅式紧固装置及安装方法，其中锥形筒采用轮幅式结构，通过两个带轴向锥度的半弧形座通过连接螺栓组合而成，锥形筒的锥角等于待测的锥形全尺寸固体火箭发动机的锥角；锥形筒内表面粘贴固定有径向防膨胀软垫；锥形筒两端有前端板和后端板，前端板中安装有轴向调节螺栓，后端板内侧面上粘接有一圈环形橡胶块。本发明设计了轴向和径向可压缩式调节吸能装置，适应发动机在点火过程中的2-3mm轴向伸长，以及1mm的径向膨胀，确保发动机点火过程的安全性；并通过调节螺栓，实现发动机安装状态在一定尺寸范围内的调节功能。
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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：CN111204465B
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202010072445.6
申请日：2020-01-21
申请人： 大连理工大学 , 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明公开了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据；S3：在所述侧壁上开设调压孔；S4：设计整流罩的机动机构。本发明可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响。
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公开(公告)号：CN111204465A
公开(公告)日：2020-05-29
申请号：CN202010072445.6
申请日：2020-01-21
申请人： 大连理工大学 , 西安航天动力测控技术研究所
摘要： 本发明公开了一种冲压发动机进气道气动自分离整流罩设计方法，包括如下步骤：S1：根据超/高超声速飞行器的冲压发动机进气道唇口上游的机体型面设计封堵所述进气道的整流罩，所述整流罩包括底板、侧壁和堵板；所述侧壁设置在所述底板的两侧，所述堵板设置在所述底板的尾端；S2：在整流罩分离时的来流条件下，对超/高超声速飞行器流场进行数值仿真分析，获得其流场的数据；S3：在所述侧壁上开设调压孔；S4：设计整流罩的机动机构。本发明可以大大降低整流罩系统的重量和设计难度；此外，整流罩分离时可以同时实现进气道的开启关闭，没有不会产生堵盖破片，避免了对进气道结构产生附加影响。
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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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