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公开(公告)号：CN113792101B
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202110882173.0
申请日：2021-08-02
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G06F16/27 , G06F9/445 , H04L69/164
Abstract: 本发明涉及一种发动机地面试验测试参数远程同步接收方法。包括1）参数设置，包括软件设置和采集端、接收端IP设置；2）解析xml配置文件，配置NATS信息，将用到的采集通道的属性信息和路数放在xml配置文件中；3）接收UDP包，分析抓包的数据得到采集软件发送UDP数据包的报文协议；4）解析采集数据，解析采样路数及每路采样对应的eUUnits值；5）封装数据并上传，将解析出的数据以及xml配置文件中的信息封装并发布到中间件服务器上；6）远程接收数据，将接收到的数据流转化为Sample data数据类型并发送到远程接收服务器上。本发明第一时间得到试验测试数据，为缩短发动机研制周期奠定基础。
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公开(公告)号：CN111623992B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202010643918.3
申请日：2020-07-07
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及一种天线工装设计，具体涉及一种发动机尾焰微波衰减测试校准用天线架工装。包括地面形状水平/斜坡面自适应结构，高度可调节结构，测试天线发射与接收角度调节结构,所述的地面形状水平/斜坡面自适应机构包括底板、地脚螺栓、万向铰、支撑杆，底板和支撑杆通过万向铰连接，所述的高度调节结构包括支撑杆、天线测试架体、固定螺栓，天线测试架体通过固定螺栓固定在支撑杆上；所述的测试天线发射与接收角度调节结构包括天线测试架体、固定螺栓、天线测试托板,天线测试架体通过螺栓固定在天线测试托板上。本发明解决了测试系统的测试天线在不同发动机尾焰中心轴高度、不同台体地面环境下固定安装及尾焰微波衰减测试与校准的问题。
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公开(公告)号：CN117804443A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311867590.3
申请日：2023-12-29
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所 , 中北大学
Abstract: 本发明涉及导航定位技术领域，具体涉及一种北斗卫星多模融合定位监测方法及系统。该多模融合的定位监测方法包括：系统启动后获取当前时刻的位置信息；基于位置信息判断是否处于可以使用北斗卫星定位区域，若是，则使用北斗卫星定位，同时利用卫星数据修正惯性导航数据；若不是，则通过惯性导航/重力导航组合定位来实现室内外无缝定位。本发明针对不同应用场景进行不同方式的组合式定位，实现了对车辆位置、速度和方向等重要信息的高精度获取，可以及时对惯性导航的误差进行校准及修正；有效改善了惯导系统定位误差随时间而增大，以及在特殊条件下单一辅助导航定位效果差的问题，极大程度上提高了定位精度。
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公开(公告)号：CN111623992A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010643918.3
申请日：2020-07-07
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及一种天线工装设计，具体涉及一种发动机尾焰微波衰减测试校准用天线架工装。包括地面形状水平/斜坡面自适应结构，高度可调节结构，测试天线发射与接收角度调节结构,所述的地面形状水平/斜坡面自适应机构包括底板、地脚螺栓、万向铰、支撑杆，底板和支撑杆通过万向铰连接，所述的高度调节结构包括支撑杆、天线测试架体、固定螺栓，天线测试架体通过固定螺栓固定在支撑杆上；所述的测试天线发射与接收角度调节结构包括天线测试架体、固定螺栓、天线测试托板,天线测试架体通过螺栓固定在天线测试托板上。本发明解决了测试系统的测试天线在不同发动机尾焰中心轴高度、不同台体地面环境下固定安装及尾焰微波衰减测试与校准的问题。
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公开(公告)号：CN114199574B
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202111597367.2
申请日：2021-12-24
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机一体化试验工装。包括：底板、弧座、前承力墩、前中心架、后中心架、后向承力墩、小附板及大附板，所述弧座，前承力墩，后承力墩，前中心架和后中心架均通过螺栓固定在底板上表面，所述小附板通过螺栓固定在大附板，大附板通过螺栓固定在前承力墩。所述的底板上表面设有T型槽。所述T型槽内设有中心架螺栓控制前、后中心架的固定及位移。本发明可以实现直径范围100‑400mm不同长度发动机的地面试验与原位标定，测试精度较高。目前测试精度较高的板簧试验架是专用试验装备，虽然测试精度高，但加工费用昂贵，加工周期较长，无法适应现阶段试验任务繁重的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114199574A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111597367.2
申请日：2021-12-24
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机一体化试验工装。包括：底板、弧座、前承力墩、前中心架、后中心架、后向承力墩、小附板及大附板，所述弧座，前承力墩，后承力墩，前中心架和后中心架均通过螺栓固定在底板上表面，所述小附板通过螺栓固定在大附板，大附板通过螺栓固定在前承力墩。所述的底板上表面设有T型槽。所述T型槽内设有中心架螺栓控制前、后中心架的固定及位移。本发明可以实现直径范围100‑400mm不同长度发动机的地面试验与原位标定，测试精度较高。目前测试精度较高的板簧试验架是专用试验装备，虽然测试精度高，但加工费用昂贵，加工周期较长，无法适应现阶段试验任务繁重的需求。
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公开(公告)号：CN107703484A
公开(公告)日：2018-02-16
申请号：CN201710939220.4
申请日：2017-10-11
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
CPC classification number: G01S5/14 , G01S13/74 , H04W64/006
Abstract: 本发明涉及一种无线传感器网络的精确定位算法，采用基于异步应答时间测量的测距、抑制非视距干扰和质心定位三项基本算法相结合的方式，利用三个已知位置信息的参考信标建立参考坐标系，通过未知节点与三个参考信标的通信时间，测算未知节点的位置信息，确定未知节点的精确位置。本发明通过采用异步应答时间测量的测距技术，大大提升了未知节点的测距精度；通过采用抑制非视距干扰技术，抑制了复杂环境下的各类干扰，优化了测距精度；通过采用质心定位算法，降低了硬件电路的复杂程度，扩展了定位范围。
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公开(公告)号：CN112596411B
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202011432124.9
申请日：2020-12-10
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G05B17/02
Abstract: 提高单纯仿真方法控制的精度；有效提高驱动与本发明涉及到固体火箭发动机喷管控制领 控制的同步性。域，具体涉及一种固体火箭发动机喷管冷摆的半实物控制方法。其步骤为：实物喷管装置充气加压，硬件系统加电，软件系统启动；实物喷管上安装的位移传感器的数据经过AD模块转换为数字量进入控制计算机中获取位移数据；通过计算得到喷管的倾斜角度；控制计算机通过与喷管当前角度的比较可以求得电动缸将要作动的位移值并将该值通过USB口发送至EtherCat控制器；Ethercat控制器通过现场总线将位移数据传递
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公开(公告)号：CN113792101A
公开(公告)日：2021-12-14
申请号：CN202110882173.0
申请日：2021-08-02
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及一种发动机地面试验测试参数远程同步接收方法。包括1）参数设置，包括软件设置和采集端、接收端IP设置；2）解析xml配置文件，配置NATS信息，将用到的采集通道的属性信息和路数放在xml配置文件中；3）接收UDP包，分析抓包的数据得到采集软件发送UDP数据包的报文协议；4）解析采集数据，解析采样路数及每路采样对应的eUUnits值；5）封装数据并上传，将解析出的数据以及xml配置文件中的信息封装并发布到中间件服务器上；6）远程接收数据，将接收到的数据流转化为Sample data数据类型并发送到远程接收服务器上。本发明第一时间得到试验测试数据，为缩短发动机研制周期奠定基础。
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公开(公告)号：CN112596411A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011432124.9
申请日：2020-12-10
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明涉及到固体火箭发动机喷管控制领域，具体涉及一种固体火箭发动机喷管冷摆的半实物控制方法。其步骤为：实物喷管装置充气加压，硬件系统加电，软件系统启动；实物喷管上安装的位移传感器的数据经过AD模块转换为数字量进入控制计算机中获取位移数据；通过计算得到喷管的倾斜角度；控制计算机通过与喷管当前角度的比较可以求得电动缸将要作动的位移值并将该值通过USB口发送至EtherCat控制器；Ethercat控制器通过现场总线将位移数据传递至对应的步进驱动器从而驱动电动缸作动；电动缸的实际作动位移量又一次被采集到计算机以判断是否到达指定位置，判断停止摆动。本发明提高单纯仿真方法控制的精度；有效提高驱动与控制的同步性。
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