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公开(公告)号：CN112698079B
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202011454427.0
申请日：2020-12-10
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机地面试验电爆管发火电流检测系统及方法。克服发火电流采集技术存在的精度低及可靠性差等技术问题。系统包括采集检测微机与至少一个检测单元；检测单元包括传感器电源、感应式电流传感器及转换电阻；电爆管控制回路中限流电阻穿过感应式电流传感器的感应孔后通过接插件连接至发动机电爆管的桥丝端；电爆管控制回路中的控制微机发出电爆管点火指令，驱动继电器接到指令后触点闭合，电爆管控制回路电源接通，经过限流电阻后电爆管控制回路中产生工作电流，感应式电流传感器通过感应方式测得电爆管控制回路电流，并以电流的方式进行输出，经过转换电阻后转为电压数据由采集检测微机进行数据采集，并计算实际发火电流。
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公开(公告)号：CN116186987A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202211626633.4
申请日：2022-12-16
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
发明人： 陈海峰 , 陈聪 , 朱丹波 , 刘晓娜 , 刘晓 , 丁佳伟 , 赵海楠 , 步春辰 , 路泽鑫 , 常学坤 , 赵金珊 , 耿直 , 王浩 , 黄立还 , 姚羽佳 , 赵涛 , 朱小江 , 安勇旭
IPC分类号： G06F30/20 , G06Q10/0631 , G06Q10/20
摘要： 本发明属于一种监测管理系统，为解决现有数字孪生技术在面对精准环境中的产品监测时，会有较大偏差，且缺少相应的分析和预测功能的技术问题，提供一种数字孪生试验监测管理系统，包括数据采集模块、数据交互模块、数字孪生模块、数据管理模块和数据分析模块，针对具体环境中的产品监测，在数字孪生模块中获取融合的三维模型，并进行孪生节点封装、向融合后的三维模型发送实时驱动信号，能够反映试验的全生命周期，孪生的偏差小，同时，本发明还兼具了分析和预测功能，功能更加完善，形成了全面可靠的试验监测管理系统。
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公开(公告)号：CN107860481A
公开(公告)日：2018-03-30
申请号：CN201710971337.0
申请日：2017-10-18
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明属于温度测量领域，具体涉及一种常规液体发动机壁温热偶丝传感器固定方法。该方法包括1)热偶丝传感器安装隔热层；所述隔热层包括塑料外管以及防火石棉布；2)热偶丝传感器与发动机外壁点焊固定；3)采用高温胶将热偶丝传感器与发动机外壁胶接。通过本发明的方法解决了现有现有壁温热偶丝传感器在试验过程中脱断几率大的问题。
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公开(公告)号：CN106482951A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610817670.1
申请日：2016-09-12
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/00
CPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明属于航天发动机试验技术领域，具体涉及一种发动机工作状态监测及自动关机方法。该方法的主要步骤是：1)获取特征参数数据；2)阈值设定；3)数据采集；4)数据传送；5)监控模块进行数据接收并对时长进行判断；6)数据转换；7)数据过滤；8)规则判断；9)发动机试验停止关机结束。通过使用该方法不仅确保了试验过程中对发动机工作状态进行实时监测，并在故障发生之初对发动机进行自动关机控制，同时能够为试验后分析发动机故障提供故障现场。
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公开(公告)号：CN105004525A
公开(公告)日：2015-10-28
申请号：CN201510388137.3
申请日：2015-07-03
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明涉及一种液体火箭发动机试验推力校准系统及校准方法，以电液伺服控制技术为核心，采用推力并联传递技术，两个分流器的一端分别与电液伺服阀的第一出油口A、第二出油口B对应连接，其中一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的进油腔对应连接，其中另一个分流器的另一端的多个端口分别与多个双作用油缸的回油腔对应连接，多个双作用油缸分布在动架的正下方，定架与动架之间通过弹簧钢板连接，多个被校传感器位于定架与动架之间且顶在定架下底面，多个标准力传感器位于动架与油缸之间且顶在传力架的动架下底面。结果表明，本发明校准精度高、稳定性好、耗时短，极大提升了大推力液体火箭发动机试验推力校准技术水平。
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公开(公告)号：CN103399848A
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310250677.6
申请日：2013-06-21
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种发动机试验数据标准化特定格式导入处理方法，主要解决了现有发动机试验数据处理不规范、速度低、处理效率慢的问题。该发动机试验数据标准化特定格式导入处理方法包括：1]获取液体发动机的试验数据并对其进行筛选，筛选出需要进行处理的数据文件并进入步骤2处理；2]对经步骤1处理所得的试验数据文件进行的内部格式进行规范化格式操作，将试验数据中的图形与数据的关系进行对应，并自动生成与图形对应的参数表格并保存。该方法大大缩短了数据报告生成和处理时间，提高了数据处理效率和可靠性。
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公开(公告)号：CN117030274A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310951452.7
申请日：2023-07-31
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明涉及一种火箭发动机高空模拟试验系统及方法，具体涉及一种发动机尾喷管位移视觉图像测量系统及方法，解决传统的偏移量测量方法，难以对发动机进行全方位位移量的数据采集和分析的技术问题。该发动机尾喷管位移视觉图像测量系统包括光源、靶标、图像采集单元、数据分析与处理单元；光源用于对待测量尾喷管进行照明；靶标设置于待测量尾喷管上；图像采集单元包括两个高速相机，两个高速相机内均设有图像采集卡，图像采集卡与数据分析与处理单元连接；本发明系统可以远离发动机工作的恶劣环境，能够采集发动机全方位位移量的数据。
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公开(公告)号：CN112504109B
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202011271691.0
申请日：2020-11-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
摘要： 本发明提供一种可消弱长距离线缆干扰的火箭发动机应变测量装置及方法，解决现有应变测量装置中传输线缆自身电阻会对应变信号带来干扰，影响测量结果的问题。其中装置包括应变片、线缆和应变仪，应变片设在火箭发动机的应变测点上，线缆的两端分别与应变片和应变仪连接，线缆包括供源线缆和信号传输线缆；供源线缆和信号传输线缆均采用绞扭结构；信号传输线缆外层套设金属屏蔽套，且金属屏蔽套接地；信号传输线缆的芯线与绝缘体之间或者绝缘体与金属屏蔽套之间设置石墨层。其中方法按下式计算火箭发动机表面的实际应变量ε'：式中，k'为修正灵敏度系数，k为应变片灵敏度系数，R为应变片电阻值，RL为线缆电阻。
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公开(公告)号：CN114414249A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111521805.7
申请日：2021-12-13
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01M15/02 , G01M13/003 , G01H17/00
摘要： 本发明提供了一种阀门故障的声学检测方法，解决现有推进剂系统中阀门因磨损和腐蚀等原因易造成安全事故发生，迫切需要阀门故障检测方法的问题。该方法包括步骤1)将声传感器、放大器、采集模块和分析仪依次连接，构成声学测量系统；2)将气源与标准阀门相连，并将声学测量系统的声传感器安装在标准阀门上；3)打开气源模拟待测阀门的工况，获得标准阀门的波形幅值变化图；4)将声学测量系统的声传感器安装在待测阀门上，获得待测阀门的波形幅值变化图；若待测阀门的波形幅值变化图相比标准阀门的波形幅值变化图，出现预设数量的畸变，则判断待测阀门故障，否则，待测阀门正常。
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公开(公告)号：CN112378512A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011347587.5
申请日：2020-11-26
申请人： 西安航天动力试验技术研究所
IPC分类号： G01H11/08
摘要： 本发明公开了一种多测点压电式振动传感器的检查及使用方法。该方法的主要步骤包括：1、压电式振动传感器筛选；2、传感器灵敏度检查；3、传感器零位噪声检查；4、计算传感器安装力矩；5、传感器的安装和连线；6、压电式振动传感器工作，并判定传感器测量结果的有效性；该方法实现了测试前快速有效的对压电式振动传感器灵敏度进行检查，同时对于压电式振动传感器引线连接方式进行了有效的统筹，大大提升了测量结果可靠性和准确性。
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