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公开(公告)号：CN117763882A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311102168.9
申请日：2023-08-29
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F119/14 , G06F111/04
摘要： 本发明涉及一种发动机推力测量校准装置设计方法，包括确定装置设计指标、选取传感器及标准力源、装置结构确定、动架和定架设计、弹簧片组设计、预紧力机构设计、前加载机构设计、推力传递系数计算、热防护设计、测控系统设计。本发明通过三维建模，仿真计算，在设计阶段反复迭代优化，确保推力测量校准装置各项性能达到设计指标。通过结构拓扑优化设计，在保证结构强度及刚度的同时，大幅降低了装置的重量。测量力传感器选用双输出型传感器，对推力进行冗余测量，确保数据可靠获取。测控系统提高了加载的精度、速度，保证了安全。
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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：CN118275120A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410221818.X
申请日：2024-02-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 为了解决传统的判读方法存在时效性滞后，判读效率低，人工接入过多易出错，以及无法识别出发动机存在的安全隐患等技术问题，本发明提供一种液体姿轨控发动机热试车参数实时判读方法及系统，其中，判读方法为：1】采集液体姿轨控发动机在热试车过程中各分机的压力参数，并以数据包的形式传递至数据接收线程；2】对接收到的数据包进行检查，并获取热试车启动的零时刻时；3】在数据接收线程中设定各分机在试车时对应的时序数组及数组指针；4】数据接收线程按照设定的时序数组将接收到的数据包拆分成与各分机一一对应的压力数据，并从t0时刻开始将压力数据依次入队缓存；5】将对应分机的压力数据依次出队，并进行处理及判读。
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公开(公告)号：CN116907648A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310766266.6
申请日：2023-06-27
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推力室温度测量系统及方法，具体涉及一种姿控发动机二维平面温度场测量系统及方法，解决了无法准确测量、定位姿控发动机推力室最高温度值及其位置的技术问题。本发明提供的姿控发动机二维平面温度场测量系统通过环形定位装置和N个信号采集装置建立了N视角测量系统，并通过高温辐射信号发生器和环形定位装置实现原位校准，减少了产生系统误差的影响因素，提高了系统的测量精度。本发明提供的姿控发动机二维平面温度场测量方法通过原位校准得到的温度变化系数对获得的N组具有位置关联的温度分布图像进行修正，并通过相邻图像配准、拼接技术将N组修正后的温度分布图像进行融合，提高了测温精度、图像与温度的匹配度。
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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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公开(公告)号：CN117287316A
公开(公告)日：2023-12-26
申请号：CN202311241885.X
申请日：2023-09-25
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： F02K9/96
摘要： 本发明涉及一种姿控发动机推进剂供应系统，包括推进剂供应机构、加热机构、制冷机构。推进剂供应机构用于姿控发动机所需推进剂的供应，包括贮罐、推进剂截止阀、分支一管路主管路、分支二管路主管路。分支一管路主管路、分支二管路主管路为夹层结构，水浴装置调节误差不高于0.5℃，制冷组件调节误差不高于0.5℃。本发明解决了推进剂高温和低温分别控制、快速供应转换的难题，又能实现高低温的快速切换，节省了试验成本，实现入口管路推进剂高温、低温推进剂温度控制精度达到±1℃范围内的目标。
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公开(公告)号：CN117147162A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311060327.3
申请日：2023-08-22
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明公开一种姿轨控发动机试验工艺系统参数实时监测系统及监测方法，用于解决现有的监测方法易出现检查遗漏，检查效率较低，且不能对贮箱内的推进剂或增压气体的相关参数进行实时监测的技术问题。本发明提供的实时监测系统包括监测单元、采集单元、主控单元及显示单元；监测单元包括安装在姿轨控发动机试验工艺系统中每个推进剂间的环境参数测量装置，以及安装在推进剂间每个贮箱上的传感器单元；采集单元的输入端分别与环境参数测量装置和传感器单元连接，输出端与主控单元连接，用于采集参数信息并传输至主控单元；主控单元用于存储接收到的参数信息；显示单元与主控单元连接，用于实时显示主控单元接收到的参数信息。
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公开(公告)号：CN117111647A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311087679.8
申请日：2023-08-28
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G05D16/20
摘要： 本发明公开了一种低温工质大流量自动控制装置及方法，以解决数显控制仪反馈速率慢导致液氧增压贮箱和酒精增压贮箱的增压效果稳定性差，且数显控制仪属于单点失效环节的问题。具体包括主控器、上位机、主电源、三机表决电路及电磁阀电源；主控器包括电压采集模块、信号处理模块和数字量输出模块；上位机与电压采集模块连接；电压采集模块与压力变送器组件连接；信号处理模块接收采集的电压，并向数字量输出模块发送判决结果；数字量输出模块根据判决结果向三机表决电路发送阀门控制信号；主电源向主控器供电；三机表决电路根据阀门控制信号导通电磁阀电源与液氧增压电磁阀和/或酒精增压电磁阀。
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公开(公告)号：CN116989931A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310799451.5
申请日：2023-06-30
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及姿控发动机室压测量系统及方法，具体涉及一种姿控发动机室压冗余测量系统及测量方法，解决了姿控发动机的室压参数无法完整、准确获取的技术问题。本发明提供的姿控发动机室压冗余测量系统包括双余度压力传感器、采集单元、数据采集与处理单元、转接单元和校验单元。双余度压力传感器用于采集两组独立的测量信号，包括共用一个输入端且相互独立的两个测量通道，虽然增加了一个测量通道，但其体积、重量与以往姿控发动机试验所使用的传感器一致。校验单元通过PID控制器控制压力加载组件，控制气源向双余度压力传感器加载的压力，根据双余度压力传感器测量的压力值与标准压力值计算灵敏度系数，从而实现对双余度压力传感器的原位校准。
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