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公开(公告)号：CN119880642A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202510094767.3
申请日：2025-01-21
Applicant: 西安交通大学 , 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种应用于固体发动机壳体的复合加载试验系统及方法，属于航空航天试验装置领域，系统包括轴向加载系统、内压加载系统、外压加载系统、温升应变测试系统、控制系统。该系统用于实现对固体发动机壳体同时施加轴向载荷、内部压力、外部压力以及高温载荷。还提供了轴向载荷与内压、外压载荷施加的精确控制方法。该系统能够实时监测壳体的应力和应变状况的功能，能够更全面地反映壳体在复杂工况下的力学行为，为壳体结构设计和材料选择提供更加可靠的依据。
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公开(公告)号：CN119290357A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411515590.1
申请日：2024-10-29
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机壳体动态加载试验装置及偏载防护方法，动态加载试验装置包括加力帽、多个连接拉杆、加压组件、试验平台以及动态加载偏载多通道协调控制系统；多组加压组件通过连接拉杆与加力帽垂直连接；多组加压组件由偏载防护组件以及液压作动器组成；动态加载偏载多通道协调控制系统与液压作动器电性连接。通过调节多组偏载防护组件的行程，以消除加力帽上表面与连接拉杆之间的安装间隙；使用动态加载偏载多通道协调控制系统对多组液压作动器进行控制。本发明解决了动态加载试验时可能会产生的偏载现象，消除连接拉杆与加力帽之间的安装间隙，使加力帽对试验件施加的力均匀，在载荷增长迅速的情况下，也不会产生偏载问题。
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公开(公告)号：CN119023450A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411332657.8
申请日：2024-09-24
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供用于固体发动机壳体的低温‑强度耦合试验系统，包括底座、顶板和多个丝杠、低温试验箱、微机控制电液伺服压力试验机、加载传动支撑组件和数据采集装置，多个丝杠设置在底座顶部，顶板固定在丝杠的丝杠轴端部，在丝杠带动下上下运动；低温试验箱位于丝杠形成的安装空间内；加载传动支撑组件为分体式，上端与顶板固定且伸入低温试验箱内与发动机壳体顶部固连，下端与低温试验箱底部固定，微机控制电液伺服压力试验机输出端作用于加载传动支撑组件下端，为发动机壳体提供轴压或轴拉载荷；数据采集装置用于采集发动机壳体的应变位移数据。本发明系统实现了发动机壳体低温环境下的原位轴压、轴拉静力试验，满足天地一致性试验要求。
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公开(公告)号：CN119017324A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411274879.9
申请日：2024-09-12
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
IPC: B25B27/00
Abstract: 本发明提供了小型固体火箭发动机喷管与燃烧室对接装配装置及对接装配方法，该装置包括传力筒、两个对接套筒和圆柱销；两个半圆对接套筒对接后能够包裹夹持发动机喷管喉颈外壁，对接套筒内壁设有与喉颈上安装槽配合的传力凸台；传力筒套装在对接套筒上，传力筒下部设有与对接套筒夹持部外壁设置的弧形卡台配合的卡槽，传力筒上部与外部力矩扳手连接，将力矩扳手的扭矩依次传递给对接套筒和喷管，实现喷管与燃烧室的装配。采用该装置对接装配效率高，且不会损伤燃烧室和喷管，满足装配要求。
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公开(公告)号：CN118944445A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411009188.6
申请日：2024-07-26
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 为了解决现有通过将所有元件直接焊接在印制板上组装而成的直列式电源所存在的体积较大、存在安全隐患的技术问题，本发明提供了一种直列式电源的高压发生模块。本发明将直列式电源中大部分的高电压结点都集成在高压发生模块内部，只引出两个高电压点：Test和Uo+，这样在板级调试和整机测试时触电几率更小，发生短路的几率也相应变小；在直列式电源进行电子装配时，输出电压Uo+和Uo‑可以不经过印制电路板而直接使用导线连接到外部接插件，这样在提高安全性的同时也减小了印制板面积。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118777925A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410844666.9
申请日：2024-06-27
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 为克服现有通过简易搭接的调试电路对直列式电源产品板级调试及整机测试试验存在的弊端，本发明提供一种直列式电源专用的调试试验装置，包括解保供电电源、直列式电源工作电流测试电路、解保控制电路、状态指示电路和模拟点火电路；解保供电电源用于为直列式电源的第一通道和第二通道供电或断电；直列式电源工作电流测试电路用于测量第一通道和第二通道的工作电流；解保控制电路控制直列式电源的第一通道和第二通道产生高电压或低电压；状态指示电路用于指示第一通道和第二通道的工作状态；模拟点火电路基于MCU微处理器监测点火按键信号，对第一通道和/或第二通道模拟点火；解保供电电源、解保控制电路和模拟点火电路的输出端口均引有接线柱。
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公开(公告)号：CN118741278A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410851576.2
申请日：2024-06-28
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种安全机构上机构编码和雷管状态同时成像用拍照装置及方法，机构编码和雷管位于安全机构上相互垂直的两个面上，拍照装置包括底座、摄像机、第一支架、第二支架以及分别安装在第一支架和第二支架上的第一平面镜和第二平面镜。安全机构位于底座顶面的弧形限位凹槽位置，第一支架和第二支架具有多个自由度，通过调整第一支架和第二支架姿态，实现对第一平面镜和第二平面镜的空间位置调整。通过两个平面镜的叠加反射，使机构编码和雷管同时处于摄像机设视场中，实现同时成像。首次对镜子和摄像机位置、摄像机焦距调节固定后，后续对同一类型安全机构拍照时仅需更换安全机构即可，操作简单，对批量安全机构成像效率高。
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公开(公告)号：CN118625126A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410854060.3
申请日：2024-06-28
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于无人值守型伺服电机寿命试验的驱动测试系统及试验方法，从硬件和软件两方面，共同对无人值守型伺服电机寿命试验中突然出现的大电流进行处理，保证驱动测试设备小型化的安全性，解决了试验过程中出现的电流过冲现象，降低了IPM模块的损坏风险。本发明的主控板中的主控单元采用转速闭环并调用电流闭环程序控制电机运行至指令转速，使得电机在变速和刹车制动时都运行过渡得更加平稳，保证电机驱动器小型化的安全性。本装置具有母线电压欠压保护功能，使电机驱动器适配于各种供电电压从直流10V～400V之间不同类型和参数的永磁同步电机，满足了各类接口电机的调试、测试和试验需要。
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公开(公告)号：CN117514525A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311400192.0
申请日：2023-10-26
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种用于固体火箭发动机的顶盖插装式安全点火机构，包括基座、电雷管组合、航插一体机壳、转子组件、螺线管组件、位置信号检测组件、隔板和隔板点火器；隔板点火器位于基座底部腔体中，基座底部与发动机顶盖固连；航插一体机壳插装在基座顶部，转子组件、螺线管组件、电雷管组合和位置信号检测组件位于航插一体机壳腔体内；螺线管组合和位置信号检测组件由下至上依次安装在基座上且电气连接，位置信号检测组件与机壳接线柱通过导线与外部控制器连接；隔板能够在转子组件带动下使基座中心盲孔打开或闭合位置。本发明结构简单，极大缩短了隔板式安全点火机构的长度，实现了机电系统小型化一体化，安全性得到大大提高。
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公开(公告)号：CN117470483A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311405422.2
申请日：2023-10-27
Applicant: 西安航天动力测控技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于飞行器模态试验的可变载荷自由悬吊装置及方法，采用力传感器监测各吊点处的受力大小、采用位移传感器监测两个吊点之间的间距，极大缩小了测量误差，保证了试验状态的一致性，提高了试验效率；本发明中弹簧橡皮绳组数可方便快捷地进行增减，在满足模态试验要求的同时实现了弹簧橡皮绳的通用化应用；本发明在脱离吊车的情况下由工艺操作人员独立完成被试件的悬吊及状态调整工作，简化了试验步骤，节约了人力资源和航吊资源；本发明还可适用于包括航空、航天领域在内的多种领域的结构强度自由模态试验，使用过程简单高效，通用化程度较高，在满足试验边界条件模拟方法的相关要求方面具有较高的参考价值。
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