CN111396217A - 一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法，装置包括控制单元、安装架、激振单元、推力台架、设备基础和动力单元；火箭发动机地面动态点火试验方法包括功能解耦方法和时变补偿控制方法；功能解耦方法包括运动解耦方法和力解耦方法，既实现了振动环境适应性试验与火箭试车点火试验的复合效应，又避免了振动对推力测试的干扰；时变补偿控制方法，提出了一种变增益系数的时变系统伺服补偿方法和一种变质量传递函数辨识法的时变系统振动补偿控制方法，补偿了发动机点火时间历程中被试件状态变化对激振系统控制精度的影响，提高振动试验的载荷控制精度；本申请满足了同时开展火箭发动机振动环境适应性试验和试车点火功能试验的研究和考核需求。
Description
技术领域
本发明属于装备环境工程技术领域，具体涉及一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法。
背景技术
大型火箭、各类高速导弹等高速飞行器从发射到飞行，要经受十分复杂的动力学环境，例如：发射时要经受发动机强劲气流的喷气噪声，高速飞行时要经受附面层气流压力脉动引起的空气动力噪声，潜射飞行器还要承受飞行器出水时空泡溃灭引起的载荷等，这些振动载荷对火箭发动机的结构和功能系统可能造成峰值破坏或疲劳损伤，可能导致单次飞行任务失败或不易暴露的设计缺陷。因此，火箭发动机研制过程中开展结构和功能系统对飞行剖面振动载荷适应性的研究及评估工作，对保证火箭高质量完成发射使命具有重要意义。
由于试验加载技术手段的制约，当前火箭发动机的环境适应性试验和试车点火试验一般都独立或序贯进行，如先开展公路运输、铁路运输、飞行振动等振动环境适应性试验，再进行试车点火试验。现有的试验方法和手段能够暴露大部分的设计、制造和装配问题，但这种独立或序贯的试验方法，难以评估振动对发动机工作过程的影响如：推进剂燃速、燃烧室压力、熔渣滞留、壳体过热等，在某些情况下会导致缺陷难以暴露。因此，深入认识振动环境下火箭发动机工作影响及影响程度十分有必要。由于飞行振动边界条件复杂，准确建立理论计算模型较为困难，特别需要开展振动条件下的发动机点火试验研究，了解其对发动机性能的影响。
因此急需研发出一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法来解决以上问题。
发明内容
为解决上述背景技术中提出的问题。本发明提供了一种火箭发动机地面动态点火试验装置及方法。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种火箭发动机地面动态点火试验装置，包括：
用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元；控制单元包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块、双向振动谱形控制的振动控制模块、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块、用于测试反馈的传感模块；
用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架；安装架包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架、用于防止加载台架被火箭发动机推离激振位置的约束模块、用于连接加载台架和火箭发动机的轴承模块、用于连接加载台架和激振单元的解耦模块；
用于提供激振力和传导作用力的激振单元；激振单元包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块；
用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架；推力台架包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块；
用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础；
用于提供高压液压油的动力单元；
X向作动器模块、Z向作动器模块安装在设备基础上；X向作动器模块的作用端和Z向作动器模块的作用端分别通过解耦模块与加载台架连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架上；反力墙安装在设备基础上，六分力测试模块安装在反力墙上，六分力测试模块与火箭发动机连接；
试验启动信号从总控模块的输入端引入，总控模块的信号输出端分别与振动控制模块的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块的信号输出端与伺服控制模块的信号输入端连接，伺服控制模块的信号输出端与激振单元的信号输入端连接，传感模块的信号输入端与激振单元的信号输出端连接，传感模块的信号输出端与振动控制模块的信号输入端、伺服控制模块的信号输入端连接。
一种火箭发动机地面动态点火试验方法，包括以下步骤：
S1、将火箭发动机安装在加载台架上，在火箭发动机尾部火焰喷射区域的设备基础上表面铺设隔热层；
S2、启动总控模块、振动控制模块和伺服控制模块，传感模块和动力单元通电；
S3、伺服控制模块闭环，启动动力单元，并建立稳定油压；
S4、振动控制模块设定振动试验加载条件；
S5、总控模块向振动控制模块发出试验开始指令；
S6、振动控制模块自动逐级开始振动加载，伺服控制模块按照振动控制模块发出的振动信号闭环控制激振单元，激振单元推动加载台架对火箭发动机进行振动加载；
S7、振动控制模块达到满量级振动试验条件后，发出“准备完成”信号给总控模块；
S8、总控模块收到振动控制模块反馈的“准备完成”信号后，总控模块向火箭发动机发出“点火”指令；
S9、火箭发动机按照指令进行点火，火箭发动机地面动态点火试验开始，推力台架的测试模块实时测量记录火箭发动机在振动环境下的推力矢量；在火箭发动机点火的过程中，伺服控制模块采用时变系统伺服补偿控制算法进行试验调整,振动控制模块采用时变系统振动补偿控制算法进行试验调整；
S10、火箭发动机点火结束向总控模块发出“结束”信号，总控模块收到“结束”信号后，发送“试验完成”指令给振动控制模块和测试模块，振动控制模块停止加载，测试模块保存数据；
S11、动力单元泄压，关闭动力单元，伺服控制模块开环；
S12、总控模块、振动控制模块、伺服控制模块、传感模块和动力单元断电；
S13、将火箭发动机从加载台架拆下，试验结束。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本申请可在地面同时实现火箭发动机的正弦扫频、随机振动和时间历程波形的加载和火箭发动机试车点火，解决了火箭发动机研制过程中地面试验无法同时开展振动环境适应性和试车点火功能试验的问题，所述模拟装置基于闭环控制方式，具有模拟精度高和重复性好等特点。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明的结构框图；
图3是本发明中的火箭发动机地面动态点火试验装置工作流程图。
图中：1.控制单元，11.总控模块，12.振动控制模块，13.伺服控制模块，14.传感模块，2.安装架，21.加载台架，22.约束模块，23.轴承模块，24.解耦模块，3.激振单元，31.X向作动器模块，32.Z向作动器模块，4.推力台架，41.反力墙，42.六分力测试模块，5.设备基础，6.动力单元。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供以下技术方案：
如图1和图2所示，一种火箭发动机地面动态点火试验装置，包括：
用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元1；控制单元1包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块11、双向振动谱形控制的振动控制模块12、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块13、用于测试反馈的传感模块14；
用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架2；安装架2包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架21、用于防止加载台架21被火箭发动机推离激振位置的约束模块22、用于连接加载台架21和火箭发动机的轴承模块23、用于连接加载台架21和激振单元3的解耦模块24；
用于提供激振力和传导作用力的激振单元3；激振单元3包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块31、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块32；
用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架4；推力台架4包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙41、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块42；
用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础5；
用于提供高压液压油的动力单元6；
X向作动器模块31、Z向作动器模块32安装在设备基础5上；X向作动器模块31的作用端和Z向作动器模块32的作用端分别通过解耦模块24与加载台架21连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架21上；反力墙41安装在设备基础5上，六分力测试模块42安装在反力墙41上，六分力测试模块42与火箭发动机连接；
试验启动信号从总控模块11的输入端引入，总控模块11的信号输出端分别与振动控制模块12的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块12的信号输出端与伺服控制模块13的信号输入端连接，伺服控制模块13的信号输出端与激振单元3的信号输入端连接，传感模块14的信号输入端与激振单元3的信号输出端连接，传感模块14的信号输出端与振动控制模块12的信号输入端、伺服控制模块13的信号输入端连接。
在本实施例中，安装架2的加载台架21根据火箭发动机不同分为“台面+夹具”型和“夹具+夹具”型，配置激振单元3安装接口和火箭发动机与轴承模块23安装接口；轴承模块23沿火箭发动机推力方向约束刚度小、垂直发动机推力方向约束刚度大。
在本实施例中，六分力测试模块42用于测试火箭发动机在复合环境下工作过程中的力信号，为火箭发动机的测试提供数据支持。
如图1所示，在设备基础5内设置有空腔，X向作动器模块31、Z向作动器模块32及加载台架21的一部分安装在空腔内。
如图1所示，加载台架21上的沿着火箭发动机推力的正反两个方向均通过一个约束模块22与设备基础5连接。
在本实施例中，约束模块22沿火箭发动机推力方向支撑刚度大、沿垂直发动机推力方向刚度小，具备XZ平面解耦能力和Y向大刚度约束能力；
在一些实施例中，火箭发动机尾部火焰喷射区域的设备基础5上表面铺设隔热层。
在一些实施例中，解耦模块24为无间隙铰链结构或橡胶轴承结构，用于实现1Hz～1000Hz振动力传递和不小于±5°的摆动。
如图1所示，X向作动器模块31包括沿X方向平行布置的两套作动器，工作频率为5Hz～300Hz；Z向作动器模块包括沿Z方向平行布置的四套作动器，工作频率5Hz～300Hz。
在一些实施例中，反力墙41的Y向承载能力不小于火箭发动机推力的N倍，其中N为安全系数；反力墙为预埋钢板的钢筋混凝土结构或者钢制反力支座。
在一些实施例中，设备基础5为钢筋混凝土结构，设备基础5的质量大于Z向作动器模块32总推力的50倍。
如图3所示，一种火箭发动机地面动态点火试验方法，包括以下步骤：
S1、将火箭发动机安装在加载台架21上，在火箭发动机尾部火焰喷射区域的设备基础5上表面铺设隔热层；
S2、启动总控模块11、振动控制模块12和伺服控制模块13，传感模块14和动力单元6通电；
S3、伺服控制模块13闭环，启动动力单元6，并建立稳定油压；
S4、振动控制模块12设定振动试验加载条件；
S5、总控模块11向振动控制模块12发出试验开始指令；
S6、振动控制模块12自动逐级开始振动加载，伺服控制模块13按照振动控制模块12发出的振动信号闭环控制激振单元3，激振单元3推动加载台架21对火箭发动机进行振动加载；
S7、振动控制模块12达到满量级振动试验条件后，发出“准备完成”信号给总控模块11；
S8、总控模块11收到振动控制模块12反馈的“准备完成”信号后，总控模块11向火箭发动机发出“点火”指令；
S9、火箭发动机按照指令进行点火，火箭发动机地面动态点火试验开始，推力台架4的测试模块42实时测量记录火箭发动机在振动环境下的推力矢量；在火箭发动机点火的过程中，伺服控制模块13采用时变系统伺服补偿控制算法进行试验调整,振动控制模块12采用时变系统振动补偿控制算法进行试验调整；
S10、火箭发动机点火结束向总控模块11发出“结束”信号，总控模块11收到“结束”信号后，发送“试验完成”指令给振动控制模块12和测试模块42，振动控制模块12停止加载，测试模块42保存数据；
S11、动力单元6泄压，关闭动力单元6，伺服控制模块13开环；
S12、总控模块11、振动控制模块12、伺服控制模块13、传感模块14和动力单元6断电；
S13、将火箭发动机从加载台架21拆下，试验结束。
在本实施例中，控制单元1的总控模块11的控制指令具有时序控制功能，先驱动振动控制模块12开始振动，振动量级达到设定值后再发送火箭发动机点火指令；伺服控制模块13具有采用变质量反馈增益系数法的时变系统伺服补偿功能；振动控制模块12采用变质量传递函数辨识法的时变系统振动补偿控制。
在火箭发动机点火的过程中，试验控制对象的频率特性以及质量都会随着时间发生变化，造成控制系统出现不稳定现象。采用时变系统伺服补偿控制算法和时变系统振动补偿控制算法，确保试验系统稳定以及控制结果满足容差要求。
在伺服控制模块13中，采用位移反馈和加速度反馈混合控制，位移反馈增益系数为Kd，加速度反馈增益系数为Ka，在反馈增益系数中引入系统质量变化，减小质量变化对系统稳定性的影响，提高系统稳定性。反馈增益系数可用公式1、公式2表示。
式中，
是第n个闭环周期的位移反馈增益系数，
是第n-1个闭环周期的位移反馈增益系数，
是第n个闭环周期的加速度反馈增益系数，
是第n-1个闭环周期的加速度反馈增益系数，m(n-1)是第n-1次闭环修正时试件质量，Δm是在一个闭环周期内试验质量的减少量。
振动控制模块12的时变系统振动补偿控制算法为采用变质量传递函数辨识法，在传递函数辨识中引入系统质量变化，减小质量变化对传递函数的影响，提高控制精度。变质量传递函数辨识法可用公式3表示。
式中，Hn是第n个闭环周期辨识的传递函数，
是第n-1次闭环修正得到的驱动谱，
是第n-1次闭环修正得到的响应谱估计，m(n-1)是第n-1次闭环修正时试件质量，Δm是在一个闭环周期内试验质量的减少量。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (10)
1.一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，包括：
用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元(1)；控制单元(1)包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块(11)、双向振动谱形控制的振动控制模块(12)、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块(13)、用于测试反馈的传感模块(14)；
用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架(2)；安装架(2)包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架(21)、用于防止加载台架(21)被火箭发动机推离激振位置的约束模块(22)、用于连接加载台架(21)和火箭发动机的轴承模块(23)、用于连接加载台架(21)和激振单元(3)的解耦模块(24)；
用于提供激振力和传导作用力的激振单元(3)；激振单元(3)包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块(31)、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块(32)；
用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架(4)；推力台架(4)包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙(41)、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块(42)；
用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础(5)；
用于提供高压液压油的动力单元(6)；
X向作动器模块(31)、Z向作动器模块(32)安装在设备基础(5)上；X向作动器模块(31)的作用端和Z向作动器模块(32)的作用端分别通过解耦模块(24)与加载台架(21)连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架(21)上；反力墙(41)安装在设备基础(5)上，六分力测试模块(42)安装在反力墙(41)上，六分力测试模块(42)与火箭发动机连接；
试验启动信号从总控模块(11)的输入端引入，总控模块(11)的信号输出端分别与振动控制模块(12)的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块(12)的信号输出端与伺服控制模块(13)的信号输入端连接，伺服控制模块(13)的信号输出端与激振单元(3)的信号输入端连接，传感模块(14)的信号输入端与激振单元(3)的信号输出端连接，传感模块(14)的信号输出端与振动控制模块(12)的信号输入端、伺服控制模块(13)的信号输入端连接。
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，在设备基础(5)内设置有空腔，X向作动器模块(31)、Z向作动器模块(32)及加载台架(21)的一部分安装在空腔内。
3.根据权利要求2所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，加载台架(21)上的沿着火箭发动机推力的正反两个方向均通过一个约束模块(22)与设备基础(5)连接。
4.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，火箭发动机尾部火焰喷射区域的设备基础(5)上表面铺设隔热层。
5.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，解耦模块(24)为无间隙铰链结构或橡胶轴承结构，用于实现1Hz～1000Hz振动力传递和不小于±5°的摆动。
6.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，X向作动器模块(31)包括沿X方向平行布置的两套作动器，工作频率为5Hz～300Hz；Z向作动器模块包括沿Z方向平行布置的四套作动器，工作频率5Hz～300Hz。
7.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，反力墙(41)的Y向承载能力不小于火箭发动机推力的N倍，其中N为安全系数；反力墙为预埋钢板的钢筋混凝土结构或者钢制反力支座。
8.根据权利要求1所述的一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，设备基础(5)为钢筋混凝土结构，设备基础(5)的质量大于Z向作动器模块(32)总推力的50倍。
9.一种火箭发动机地面动态点火试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、将火箭发动机安装在加载台架(21)上，在火箭发动机尾部火焰喷射区域的设备基础(5)上表面铺设隔热层；
S2、启动总控模块(11)、振动控制模块(12)和伺服控制模块(13)，传感模块(14)和动力单元(6)通电；
S3、伺服控制模块(13)闭环，启动动力单元(6)，并建立稳定油压；
S4、振动控制模块(12)设定振动试验加载条件；
S5、总控模块(11)向振动控制模块(12)发出试验开始指令；
S6、振动控制模块(12)自动逐级开始振动加载，伺服控制模块(13)按照振动控制模块(12)发出的振动信号闭环控制激振单元(3)，激振单元(3)推动加载台架(21)对火箭发动机进行振动加载；
S7、振动控制模块(12)达到满量级振动试验条件后，发出“准备完成”信号给总控模块(11)；
S8、总控模块(11)收到振动控制模块(12)反馈的“准备完成”信号后，总控模块(11)向火箭发动机发出“点火”指令；
S9、火箭发动机按照指令进行点火，火箭发动机地面动态点火试验开始，推力台架(4)的测试模块(42)实时测量记录火箭发动机在振动环境下的推力矢量；在火箭发动机点火的过程中，伺服控制模块(13)采用时变系统伺服补偿控制算法进行试验调整,振动控制模块(12)采用时变系统振动补偿控制算法进行试验调整；
S10、火箭发动机点火结束向总控模块(11)发出“结束”信号，总控模块(11)收到“结束”信号后，发送“试验完成”指令给振动控制模块(12)和测试模块(42)，振动控制模块(12)停止加载，测试模块(42)保存数据；
S11、动力单元(6)泄压，关闭动力单元(6)，伺服控制模块(13)开环；
S12、总控模块(11)、振动控制模块(12)、伺服控制模块(13)、传感模块(14)和动力单元(6)断电；
S13、将火箭发动机从加载台架(21)拆下，试验结束。
10.根据权利要求9所述的一种火箭发动机地面动态点火试验方法，其特征在于：伺服控制模块(13)采用时变系统伺服补偿控制算法进行试验调整包括：在控制中，采用位移反馈和加速度反馈混合控制；在反馈增益系数中引入系统质量变化；变质量反馈增益系数可用以下公式表示：
上式中，
是第n个闭环周期的位移反馈增益系数，
是第n-1个闭环周期的位移反馈增益系数，
是第n个闭环周期的加速度反馈增益系数，
是第n-1个闭环周期的加速度反馈增益系数，m(n-1)是第n-1次闭环修正时试件质量，Δm是在一个闭环周期内试验质量的减少量；
振动控制模块(12)采用时变系统振动补偿控制算法进行试验调整包括：时变系统振动补偿控制算法为采用变质量传递函数辨识法，在传递函数辨识中引入系统质量变化；变质量传递函数辨识法用以下公式表示：
上式中，Hn是第n个闭环周期辨识的传递函数，
是第n-1次闭环修正得到的驱动谱，
是第n-1次闭环修正得到的响应谱估计，m(n-1)是第n-1次闭环修正时试件质量，Δm是在一个闭环周期内试验质量的减少量。
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Family
ID=
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112526871A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-03-19 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种液压作动器支撑力平衡及工作位定中控制方法 |
| CN112555055A (zh) * | 2020-12-02 | 2021-03-26 | 西安航天动力研究所 | 液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法 |
| CN113418670A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-09-21 | 上海机电工程研究所 | 振动弹射分离试验系统 |
| CN113567078A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-29 | 哈尔滨工程大学 | 海上火箭发射平台冲击振动测试方法 |
| CN113567077A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-29 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于5g通信技术海上火箭发射平台冲击振动测试系统及其测试方法 |
| CN113720611A (zh) * | 2021-06-25 | 2021-11-30 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 运载火箭起飞推力模拟加载装置 |
| CN114563192A (zh) * | 2022-02-10 | 2022-05-31 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法 |
| CN114576042A (zh) * | 2022-03-11 | 2022-06-03 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种适用于固体火箭发动机远程点火装置及点火方法 |
Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH037699A (ja) * | 1989-06-02 | 1991-01-14 | Nissan Motor Co Ltd | ロケットモータのテストスタンド |
| US5042306A (en) * | 1990-03-21 | 1991-08-27 | The United States Of America As Represented By The Department Of Energy | Multiple direction vibration fixture |
| RU2186357C2 (ru) * | 2000-06-30 | 2002-07-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
| KR100549964B1 (ko) * | 2004-12-01 | 2006-02-07 | 한국항공우주연구원 | 진동환경 모사용 가진기 |
| KR100875998B1 (ko) * | 2007-11-05 | 2008-12-26 | 한국항공우주연구원 | 비행제어용 구동장치시스템의 기체 구조체 지지부 강성실현 장치를 갖는 부하 시뮬레이터 |
| JP2010236425A (ja) * | 2009-03-31 | 2010-10-21 | Nof Corp | 燃焼速度測定装置及びそれを用いる測定方法 |
| US20130104662A1 (en) * | 2011-11-02 | 2013-05-02 | The Boeing Company | High Frequency Vibration System |
| RU2554668C1 (ru) * | 2014-01-29 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя |
| CN104792540A (zh) * | 2015-05-21 | 2015-07-22 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 固体火箭发动机离心过载试验系统 |
| CN205785819U (zh) * | 2016-05-24 | 2016-12-07 | 华中科技大学 | 一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置 |
| JP2017129518A (ja) * | 2016-01-22 | 2017-07-27 | 三菱重工業株式会社 | 飛翔機器の検証試験装置及び検証試験方法 |
| CN109798204A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-05-24 | 西安航天动力研究所 | 一种火箭发动机结构试车力学环境复现方法 |
| CN211852016U (zh) * | 2020-04-15 | 2020-11-03 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种火箭发动机地面动态点火试验装置 |
Patent Citations (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH037699A (ja) * | 1989-06-02 | 1991-01-14 | Nissan Motor Co Ltd | ロケットモータのテストスタンド |
| US5042306A (en) * | 1990-03-21 | 1991-08-27 | The United States Of America As Represented By The Department Of Energy | Multiple direction vibration fixture |
| RU2186357C2 (ru) * | 2000-06-30 | 2002-07-27 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Устройство для определения границы появления неустойчивости рабочего процесса в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя |
| KR100549964B1 (ko) * | 2004-12-01 | 2006-02-07 | 한국항공우주연구원 | 진동환경 모사용 가진기 |
| KR100875998B1 (ko) * | 2007-11-05 | 2008-12-26 | 한국항공우주연구원 | 비행제어용 구동장치시스템의 기체 구조체 지지부 강성실현 장치를 갖는 부하 시뮬레이터 |
| JP2010236425A (ja) * | 2009-03-31 | 2010-10-21 | Nof Corp | 燃焼速度測定装置及びそれを用いる測定方法 |
| US20130104662A1 (en) * | 2011-11-02 | 2013-05-02 | The Boeing Company | High Frequency Vibration System |
| RU2554668C1 (ru) * | 2014-01-29 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя |
| CN104792540A (zh) * | 2015-05-21 | 2015-07-22 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 固体火箭发动机离心过载试验系统 |
| JP2017129518A (ja) * | 2016-01-22 | 2017-07-27 | 三菱重工業株式会社 | 飛翔機器の検証試験装置及び検証試験方法 |
| CN205785819U (zh) * | 2016-05-24 | 2016-12-07 | 华中科技大学 | 一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置 |
| CN109798204A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-05-24 | 西安航天动力研究所 | 一种火箭发动机结构试车力学环境复现方法 |
| CN211852016U (zh) * | 2020-04-15 | 2020-11-03 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种火箭发动机地面动态点火试验装置 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| YI WANG ET.AL: "Nitrato-Functionalized Task-SpecificIonic Liquidsas Attractive Hypergolic Rocket Fuels", CHEMISTRY-A EUROPEAN JOURNAL, 12 December 2017 (2017-12-12), pages 12502 - 12509 * |
| 张翔宇;甘晓松;高波;马亮;周艳青;: "固体火箭发动机火箭橇过载模拟试验方法", 固体火箭技术, no. 06, 31 December 2016 (2016-12-31), pages 751 - 754 * |
| 王军评;毛勇建;董龙雷;雷磊;: "火箭橇试验推力测量方法研究", 振动与冲击, no. 18, 28 September 2013 (2013-09-28), pages 59 - 62 * |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112555055A (zh) * | 2020-12-02 | 2021-03-26 | 西安航天动力研究所 | 液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法 |
| CN112555055B (zh) * | 2020-12-02 | 2021-12-24 | 西安航天动力研究所 | 液体火箭发动机冲击载荷结构响应预示方法 |
| CN112526871A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-03-19 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种液压作动器支撑力平衡及工作位定中控制方法 |
| CN112526871B (zh) * | 2020-12-10 | 2022-07-22 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种液压作动器支撑力平衡及工作位定中控制方法 |
| CN113720611A (zh) * | 2021-06-25 | 2021-11-30 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 运载火箭起飞推力模拟加载装置 |
| CN113418670A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-09-21 | 上海机电工程研究所 | 振动弹射分离试验系统 |
| CN113567078A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-29 | 哈尔滨工程大学 | 海上火箭发射平台冲击振动测试方法 |
| CN113567077A (zh) * | 2021-06-29 | 2021-10-29 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于5g通信技术海上火箭发射平台冲击振动测试系统及其测试方法 |
| CN113567078B (zh) * | 2021-06-29 | 2024-02-20 | 哈尔滨工程大学 | 海上火箭发射平台冲击振动测试方法 |
| CN114563192A (zh) * | 2022-02-10 | 2022-05-31 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法 |
| CN114576042A (zh) * | 2022-03-11 | 2022-06-03 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种适用于固体火箭发动机远程点火装置及点火方法 |
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