CN114543970A - 一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭发动机试验振动参数测试系统，具体涉及一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法，用于解决现有接触式振动测试无法可靠获取火箭发动机振动测试数据，以及以激光测振原理为代表的非接触式测振技术受制于火箭发动机恶劣试验环境导致应用效果欠佳的不足之处。该火箭发动机非接触式振动测试系统包括主控器、支架机构、抽吸机构、光纤传输网络、激光测试仪、振动信号模拟器、激光信号检查器、同步信号触发接收器，以及多个激光探头和保护机构。同时，本发明提供一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，用于对上述火箭发动机非接触式振动测试系统进行校准。

Description

一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机试验振动参数测试系统，具体涉及一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法。

背景技术

近年来火箭发动机呈现了轻质化、高集成化、大过载、快响应的发展趋势，振动参数是评判火箭发动机设计性能的一项关键参数,现有火箭发动机振动测试主要基于接触式测试原理，采用粘性胶体将振动传感器及测振块与发动机表面进行粘接处理，其测试数据完全依赖于测振块与发动机表面的粘接工艺，使得现有接触式振动测试面临着测振块安装空间受限、测振块过重、测振块脱落、振动传感器失效等风险，上述风险已成为困扰火箭发动机振动测试可靠测量的瓶颈问题。

目前以激光测振原理为代表的非接触式测振技术在工业领域有了一定的应用，但在火箭发动机试验领域内鲜有应用，原因在于火箭发动机试验环境恶劣，存在着高低温、强腐蚀、强冲击、强振动、易燃、易爆等风险隐患，使一般的激光非接触式测振技术应用效果欠佳，主要存在如下问题：

(1)激光测振装置属于精密光学设备，与火箭发动机距离较近，测试瞄准点位置易受到试验现场强振动的干扰，出现瞄准点偏移的问题，引起较大的测量偏差；

(2)火箭发动机试验需要多个测振点，其中的每个测振点均需要对X、Y、Z三个方向进行振动测试，受试验台架、自身结构、工艺管路等影响，现有的激光探头安装方式很难满足试验要求；

(3)火箭发动机试验点火过程，火箭发动机自身呈现出高热强光的反射现象，使其表面反射率发生变化，给激光测振带来一定的不确定性；

(4)激光测振设备受发动机热辐射、热对流的影响，导致其光路组件温度升高，给激光测振带来一定的不确定性；

(5)火箭发动机点火过程噪声较大，给激光测振带来一定的噪声干扰，影响振动数据的准确性。

发明内容

本发明的目的是解决现有接触式振动测试无法可靠获取火箭发动机振动测试数据，以及以激光测振原理为代表的非接触式测振技术受制于火箭发动机恶劣试验环境导致应用效果欠佳的不足之处，而提供一种火箭发动机非接触式振动测试系统及其校准方法。

为了解决上述现有技术所存在的不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：

一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特殊之处在于：包括主控器、支架机构、抽吸机构、光纤传输网络、激光测试仪、振动信号模拟器、激光信号检查器、同步信号触发接收器，以及多个激光探头和保护机构；

所述主控器包括第一升降控制模块、吹扫控制模块、温度调节控制模块、保护罩多区域移动控制模块、移动导轨控制模块、第二升降控制模块、风机装置控制模块、压力检测控制模块、数据采集及存储模块、振动信号模拟器控制模块和零秒同步信号接收模块；

所述激光探头用于将测试信号通过光纤传输网络传输至激光测试仪；

所述保护机构包括设置在激光探头外周的保护罩、设置在保护罩上且位于激光探头前部的观察窗、设置在激光探头下部的第一升降装置，以及设置在保护罩内侧的吹扫装置和温度调节装置；所述第一升降装置与第一升降控制模块电连接，用于调节激光探头的激光投射角度；所述吹扫装置与吹扫控制模块电连接，用于除去观察窗附近泄漏的推进剂；所述温度调节装置与温度调节控制模块相互电连接，用于保证激光探头的工作环境温度；

所述支架机构用于对保护机构进行安装固定及调节，其包括导轨框、移动导轨装置、第二升降装置和试验台架；所述导轨框设置在移动导轨装置上部，导轨框内侧设置有多个滑动装置，多个滑动装置与保护罩多区域移动控制模块电连接，每个滑动装置与对应的保护罩通过保护罩上设置的安装转接平台固定连接；所述移动导轨装置与移动导轨控制模块电连接，用于控制导轨框沿移动导轨装置滑动；所述第二升降装置设置在移动导轨装置下部，第二升降装置与第二升降控制模块电连接；所述试验台架上设置待测试火箭发动机，通过支架机构和保护机构对激光探头的位置及姿态进行调节，使试验台架位于激光探头的出射光路上；

所述抽吸机构包括至少一个集气腔和与集气腔相连的风机装置，所述风机装置与风机装置控制模块电连接，用于通过保护罩上设置的抽吸口将保护罩内腔气体抽吸至集气腔，集气腔内设置有与压力检测控制模块电连接的压力检测装置；所述风机装置控制模块与压力检测控制模块之间相互电连接；

所述激光测试仪与数据采集及存储模块电连接，用于将测试信号转换为模拟特征信号和数字特征信号后传输至数据采集及存储模块；激光测试仪与激光探头上设置的光纤接口之间通过所述光纤传输网络连接；

所述振动信号模拟器与振动信号模拟器控制模块点连接，用于产生标准振动信号；

所述激光信号检查器设置在振动信号模拟器上，且位于激光探头的出射光路上，用于接收激光探头发出的激光信号后反射给激光测试仪，从而对激光测试仪进行现场校准及状态检查；

所述同步信号触发接收器用于将待测试火箭发动机控制系统发出的零秒同步信号转换为数字网络信号后传输至零秒同步信号接收模块。

进一步地，所述第一升降装置包括位于激光探头头部的前升降装置和位于激光探头尾部的后升降装置；所述吹扫装置包括设置在保护罩内侧上部的第一吹扫管和设置在保护罩内侧下部的第二吹扫管；所述温度调节装置包括位于激光探头上的温度监测组件、位于激光探头上方的降温组件和位于激光探头下方的加热组件，所述温度调节控制模块包括与温度监测组件相互电连接的温度监测模块、与降温组件电连接的降温模块和与加热组件电连接的加热模块，所述温度检测模块与降温模块相互电连接，温度检测模块与加热模块相互电连接。

进一步地，所述移动导轨装置包括两个并排设置的滑轨，每个滑轨与导轨框连接处均设置有定位装置，每个滑轨两端下方分别设置一个第二升降装置。

进一步地，所述导轨框包括两个竖直设置的第一导轨和位于两个第一导轨之间且垂直第一导轨设置的两个第二导轨，每个第一导轨和每个第二导轨上均设置有二至六个滑动装置。

进一步地，所述抽吸机构包括两个集气腔，两个集气腔连接于同一个风机装置，所述风机装置包括三组并联的风机，三组风机分别通过电磁阀对两个集气腔进行控制。

进一步地，所述同步信号触发接收器包括输出输入依次连接的电压隔离电路、数字信号采集电路和网络传输电路，所述网络传输电路与零秒同步信号接收模块相互电连接。

进一步地，所述降温组件包括冷气收集室，所述冷气收集室设置有冷氮气供应接口和多个与激光探头对应的吹扫口；所述加热组件为设置在第一升降装置下部的加热底座。

进一步地，所述第二升降装置底部设置有隔振器，用于提高激光信号投射的稳定性。

同时，本发明还提供一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，其特殊之处在于，基于上述火箭发动机非接触式振动测试系统，包括如下步骤：

步骤1)、火箭发动机安装就绪；

确认火箭发动机与试验台架、工艺管路及测试线缆之间安装就绪，具备对试验工艺管路增压、阀门动作条件；所述工艺管路包括推进剂供应管路、增压气体供应管路，所述测试线缆包括发动机试验测量信号电缆、控制信号电缆及光纤传输网络，所述阀门包括推进剂供应阀、增压气体供应阀；

步骤2)、保护机构和支架机构调节；

根据待测试火箭发动机的振动测点布局要求，对保护机构和支架机构进行定位准确调节；

步骤3)、测试通讯连接；

将激光探头连入光纤传输网络，确认激光探头与激光测试仪及主控器之间的通讯状态；

步骤4)、振动信号模拟器状态检查；

建立振动信号模拟器控制模块与振动信号模拟器的通讯连接，确认振动信号模拟器控制模块对振动信号模拟器的控制状态；

步骤5)、激光信号检查器投射角度调节；

调节激光探头与激光信号检查器之间的位置，确保激光探头的出射激光投射至激光信号检查器的激光接收端中心；

步骤6)、设备预热；

要求主控器、激光探头、保护机构、支架机构、抽吸机构、光纤传输网络、激光测试仪、振动信号模拟器、激光信号检查器和同步信号触发接收器通电运行时间不少于30分钟；

步骤7)、振动信号模拟器预热检查；

振动信号模拟器控制模块控制振动信号模拟器按照预定的振动波形信号，进行工作，确保振动信号模拟器产生的振动信号准确可靠；

步骤8)、待试车状态；

确认工艺管路处于压力填充状态、温度调节装置与抽吸机构处于工作状态；

步骤9)、启动校准程序；

通过主控器运行校准程序，对振动信号模拟器加载校准值；在校准过程中，通过数据采集及存储模块对校准测试信号进行不间断采集及存储；

步骤10)、校准后处理：

校准完成后，主控器对校准测试信号进行分析，判断激光探头测试状态是否正常；若激光探头测试状态正常，则撤离振动信号模拟器及激光信号检查器，恢复至试车状态；否则，执行步骤2)。

进一步地，步骤9)中，所述通过主控器运行校准程序，对振动信号模拟器加载校准值具体为：依次按照预设测试参考值的0％、50％、150％作为校准值对振动信号模拟器进行加载，共进行该加载过程三次。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

(1)本发明公开了一种火箭发动机非接触式振动测试系统，该系统通过多角度、多区域远程可调节的支架机构，解决了火箭发动机多区域多方向的振动监测的问题，实现了多路激光测试点的集中化管控，减少了人工操作环节，提高测试自动化水平，更解决了发动机高温部位、空间测振安装受限等问题，为火箭发动机试验领域提供了一种新的非接触式测振方法。

(2)本发明所公开的火箭发动机非接触式振动测试系统通过保护机构解决了激光测振探头在-60～200℃高低温、强酸或强碱腐蚀环境下安全防护的问题，提高了火箭发动机非接触激光测振的可靠性。

(3)本发明公开了一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，用于对上述火箭发动机非接触式振动测试系统进行校准，提高了测试数据准确性，保证了通过系统进行火箭发动机非接触振动测试的可靠性。

附图说明

图1为本发明一种火箭发动机非接触式振动测试系统实施例的结构示意图；

图2为本发明实施例中主控器的结构示意图；

图3为本发明实施例中激光探头和保护机构的结构示意图；

图4为本发明实施例中支架机构的结构示意图；

图5为本发明实施例中抽吸机构的结构示意图；

图6为本发明实施例中同步信号触发接收器的电路原理框图。

附图标记如下：1-主控器；2-激光探头；3-保护机构，31-保护罩，32-观察窗，33-第一升降装置，331-前升降装置，332-后升降装置，34-吹扫装置，341-第一吹扫管，342-第二吹扫管，35-温度调节装置，351-温度监测组件，352-降温组件，3521-冷气收集室，3522-冷氮气供应接口，353-加热组件，36-安装转接平台，37-抽吸口，38-光纤接口；4-支架机构，41-试验台架，42-导轨框，421-第一导轨，422-第二导轨，43-移动导轨装置，431-滑轨，432-定位装置，44-第二升降装置，45-滑动装置，46-隔振器；5-抽吸机构，51-集气腔，52-风机装置，521-风机，53-压力检测装置；6-光纤传输网络；7-激光测试仪；8-振动信号模拟器；9-激光信号检查器；10-同步信号触发接收器。

具体实施方式

下面结合附图和示例性实施例对本发明作进一步地说明。

参照图1，一种火箭发动机非接触式振动测试系统，包括主控器1、支架机构4、抽吸机构5、光纤传输网络、激光测试仪7、振动信号模拟器8、激光信号检查器9、同步信号触发接收器10，以及十个激光探头2和保护机构3、。

参照图2，主控器1包括第一升降控制模块、吹扫控制模块、温度调节控制模块、保护罩多区域移动控制模块、移动导轨控制模块、第二升降控制模块、风机装置控制模块、压力检测控制模块、数据采集及存储模块、振动信号模拟器控制模块和零秒同步信号接收模块。

参照图3，激光探头2用于将测试信号通过光纤传输网络传输至激光测试仪7。保护机构3包括设置在激光探头2外周的保护罩31、设置在保护罩31上且位于激光探头2前部的观察窗32、设置在激光探头2下部的第一升降装置33，以及设置在保护罩31内侧的吹扫装置34和温度调节装置35；第一升降装置33与第一升降控制模块电连接，用于调节激光探头2的激光投射角度，第一升降装置33包括位于激光探头2头部的前升降装置331和位于激光探头2尾部的后升降装置332；吹扫装置34与吹扫控制模块电连接，用于除去观察窗32附近泄漏的推进剂，吹扫装置34包括设置在保护罩31内侧上部的第一吹扫管341和设置在保护罩31内侧下部的第二吹扫管342；温度调节装置35与温度调节控制模块相互电连接，用于保证激光探头2的工作环境温度，温度调节装置35包括位于激光探头2上的温度监测组件351、位于激光探头2上方的降温组件352和位于激光探头2下方的加热组件353，降温组件352包括冷气收集室3521，冷气收集室3521设置有冷氮气供应接口3522和多个与激光探头2对应的吹扫口，加热组件353为设置在第一升降装置33下部的加热底座。

温度调节控制模块包括与温度监测组件351相互电连接的温度监测模块、与降温组件352电连接的降温模块和与加热组件353电连接的加热模块，温度检测模块与降温模块相互电连接，温度检测模块与加热模块相互电连接。激光探头2的工作环境温度设置为0～40℃，超出此条件则工作异常。温度监测模块控制温度监测组件351对激光探头2的工作环境温度进行实时监测；当工作环境温度低于0℃时，加热模块控制加热底座进行加热，直至工作环境温度到达25℃；当工作环境温度高于40℃时，降温模块通过冷氮气供应接口3522向冷气收集室3521供应冷氮气(低于5℃)，冷氮气经吹扫口对激光探头2进行降温吹扫，为加速气流循环过程，实现快速降温效果，同时由抽吸机构5对保护罩31内腔气体进行抽吸。

参照图4，支架机构4用于对保护机构3进行安装固定及调节，其包括导轨框42、移动导轨装置43、四个第二升降装置44和试验台架41、；导轨框42设置在移动导轨装置43上部，导轨框42包括两个竖直设置的第一导轨421和位于两个第一导轨421之间且垂直第一导轨421设置的两个第二导轨422，每个第一导轨421上设置有两个可沿第一导轨421滑动的滑动装置45，每个第二导轨422上设置有三个可沿第二导轨422滑动的滑动装置45，十个滑动装置45与保护罩多区域移动控制模块电连接，每个滑动装置45与对应的保护罩31通过保护罩31上设置的安装转接平台36固定连接；移动导轨装置43与移动导轨控制模块电连接，用于控制导轨框42沿移动导轨装置43滑动，移动导轨装置43包括两个并排设置的滑轨431，每个滑轨431与导轨框42连接处均设置有用于对导轨框42限位的定位装置432，每个滑轨431两端下方分别设置一个第二升降装置44；第二升降装置44与第二升降控制模块电连接，第二升降装置44底部设置有隔振器46，用于提高激光信号投射的稳定性。试验台架41上设置待测试火箭发动机，试验台架41位于激光探头2的出射光路上；当试验台架41与导轨框42准确定位后，通过保护罩多区域移动控制模块控制滑动装置45对激光探头2进行测点布局及准确定位。

参照图5，抽吸机构5包括至少一个集气腔51和与集气腔51相连的风机装置52，风机装置52与风机装置控制模块电连接，用于通过保护罩31上设置的抽吸口37将保护罩31内腔气体抽吸至集气腔51，集气腔51内设置有与压力检测控制模块电连接的压力检测装置53；风机装置控制模块与压力检测控制模块之间相互电连接。

本实施例中，抽吸机构5包括两个集气腔51，两个集气腔51连接于同一个风机装置52，风机装置52包括三组并联的风机521，每组风机521通过电磁阀对两个集气腔51进行分别控制。压力检测控制模块控制压力检测装置53对集气腔51压力进行实时监测，当集气腔51压力≤1KPa，风机装置控制模块启动一组风机521；当30KPa≤集气腔51压力≤50kPa，风机装置控制模块启动两组风机521；当95kPa≤集气腔51压力，风机装置控制模块启动三组风机521。

激光测试仪7与数据采集及存储模块电连接，用于将测试信号转换为模拟特征信号和数字特征信号后传输至数据采集及存储模块；激光测试仪7与激光探头2上设置的光纤接口38之间通过所述光纤传输网络6连接，用于与激光探头2进行远距离通讯连接，使激光测试仪7免受复杂试验现场环境的影响，确保其测试性能。

振动信号模拟器8与振动信号模拟器控制模块电连接，用于产生标准振动信号。

激光信号检查器9设置在振动信号模拟器8上，且位于激光探头2的出射光路上，用于接收激光探头2发出的激光信号后反射给激光测试仪7，从而对激光测试仪7进行现场校准及状态检查。

参照图6，同步信号触发接收器10用于将待测试火箭发动机控制系统发出的零秒同步信号转换为数字网络信号后传输至零秒同步信号接收模块，零秒同步信号接收模块判断零秒同步信号是否有效以此确定是否对振动测试数据进行存储；同步信号触发接收器10包括输出输入依次连接的电压隔离电路、数字信号采集电路和网络传输电路，所述网络传输电路与零秒同步信号接收模块相互电连接。

基于上述火箭发动机非接触式振动测试系统，本发明提供一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，包括如下步骤：

步骤1)、火箭发动机安装就绪；

确认火箭发动机与试验台架41、工艺管路及测试线缆之间安装就绪，具备对试验工艺管路增压、阀门动作条件；所述工艺管路包括推进剂供应管路、增压气体供应管路，所述测试线缆包括发动机试验测量信号电缆、控制信号电缆及光纤传输网络6，所述阀门包括推进剂供应阀、增压气体供应阀；

步骤2)、保护机构3和支架机构4调节；

根据待测试火箭发动机的振动测点布局要求，对保护机构3和支架机构4进行定位准确调节，具体为：首先将试验台架41与导轨框42准确定位，再通过保护罩多区域移动控制模块控制滑动装置45对激光探头2进行测点布局及准确定位；

步骤3)、测试通讯连接；

将激光探头2连入光纤传输网络，确认激光探头2与激光测试仪7及主控器1之间的通讯状态；

步骤4)、振动信号模拟器8状态检查；

建立振动信号模拟器控制模块与振动信号模拟器8的通讯连接，确认振动信号模拟器控制模块对振动信号模拟器8的控制状态；

步骤5)、激光信号检查器9投射角度调节；

调节激光探头2与激光信号检查器9之间的位置，确保激光探头2的出射激光投射至激光信号检查器9的激光接收端中心；

步骤6)、设备预热；

要求主控器1、激光探头2、保护机构3、支架机构4、抽吸机构5、光纤传输网络、激光测试仪7、振动信号模拟器8、激光信号检查器9和同步信号触发接收器10通电运行时间不少于30分钟；

步骤7)、振动信号模拟器8预热检查；

振动信号模拟器控制模块控制振动信号模拟器8按照预定的振动波形信号，进行工作，确保振动信号模拟器8产生的振动信号准确可靠；

步骤8)、待试车状态；

确认工艺管路处于压力填充状态、温度调节装置35与抽吸机构5处于工作状态；

步骤9)、启动校准程序；

通过主控器1运行校准程序，对振动信号模拟器8按照三档三遍方式加载校准值，具体为：依次按照预设测试参考值的0％、50％、150％作为校准值进行加载，共进行该加载过程三次；在校准过程中，通过数据采集及存储模块对校准测试信号进行不间断采集及存储；

步骤10)、校准后处理：

校准完成后，主控器1对校准测试信号进行分析，判断激光探头2测试状态是否正常；若激光探头2测试状态正常，则撤离振动信号模拟器8及激光信号检查器9，恢复至试车状态；否则，执行步骤2)。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：包括主控器(1)、支架机构(4)、抽吸机构(5)、光纤传输网络(6)、激光测试仪(7)、振动信号模拟器(8)、激光信号检查器(9)、同步信号触发接收器(10)，以及多个激光探头(2)和保护机构(3)；

所述主控器(1)包括第一升降控制模块、吹扫控制模块、温度调节控制模块、保护罩多区域移动控制模块、移动导轨控制模块、第二升降控制模块、风机装置控制模块、压力检测控制模块、数据采集及存储模块、振动信号模拟器控制模块和零秒同步信号接收模块；

所述激光探头(2)用于将测试信号通过光纤传输网络(6)传输至激光测试仪(7)；

所述保护机构(3)包括设置在激光探头(2)外周的保护罩(31)、设置在保护罩(31)上且位于激光探头(2)前部的观察窗(32)、设置在激光探头(2)下部的第一升降装置(33)，以及设置在保护罩(31)内侧的吹扫装置(34)和温度调节装置(35)；所述第一升降装置(33)与第一升降控制模块电连接，用于调节激光探头(2)的激光投射角度；所述吹扫装置(34)与吹扫控制模块电连接，用于除去观察窗(32)附近泄漏的推进剂；所述温度调节装置(35)与温度调节控制模块相互电连接，用于保证激光探头(2)的工作环境温度；

所述支架机构(4)用于对保护机构(3)进行安装固定及调节，其包括导轨框(42)、移动导轨装置(43)、第二升降装置(44)和试验台架(41)；所述导轨框(42)设置在移动导轨装置(43)上部，导轨框(42)内侧设置有多个滑动装置(45)，多个滑动装置(45)与保护罩多区域移动控制模块电连接，每个滑动装置(45)与对应的保护罩(31)通过保护罩(31)上设置的安装转接平台(36)固定连接；所述移动导轨装置(43)与移动导轨控制模块电连接，用于控制导轨框(42)沿移动导轨装置(43)滑动；所述第二升降装置(44)设置在移动导轨装置(43)下部，第二升降装置(44)与第二升降控制模块电连接；所述试验台架(41)上设置待测试火箭发动机，通过支架机构(4)和保护机构(3)对激光探头(2)的位置及姿态进行调节，使试验台架(41)位于激光探头(2)的出射光路上；

所述抽吸机构(5)包括至少一个集气腔(51)和与集气腔(51)相连的风机(521)装置(52)，所述风机(521)装置(52)与风机装置控制模块电连接，用于通过保护罩(31)上设置的抽吸口(37)将保护罩(31)内腔气体抽吸至集气腔(51)，集气腔(51)内设置有与压力检测控制模块电连接的压力检测装置(53)；所述风机装置控制模块与压力检测控制模块之间相互电连接；

所述激光测试仪(7)与数据采集及存储模块电连接，用于将测试信号转换为模拟特征信号和数字特征信号后传输至数据采集及存储模块；激光测试仪(7)与激光探头(2)上设置的光纤接口(38)之间通过所述光纤传输网络(6)连接；

所述振动信号模拟器(8)与振动信号模拟器控制模块点连接，用于产生标准振动信号；

所述激光信号检查器(9)设置在振动信号模拟器(8)上，且位于激光探头(2)的出射光路上，用于接收激光探头(2)发出的激光信号后反射给激光测试仪(7)，从而对激光测试仪(7)进行现场校准及状态检查；

所述同步信号触发接收器(10)用于将待测试火箭发动机控制系统发出的零秒同步信号转换为数字网络信号后传输至零秒同步信号接收模块。

2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述第一升降装置(33)包括位于激光探头(2)头部的前升降装置(331)和位于激光探头(2)尾部的后升降装置(332)；所述吹扫装置(34)包括设置在保护罩(31)内侧上部的第一吹扫管(341)和设置在保护罩(31)内侧下部的第二吹扫管(342)；所述温度调节装置(35)包括位于激光探头(2)上的温度监测组件(351)、位于激光探头(2)上方的降温组件(352)和位于激光探头(2)下方的加热组件(353)，所述温度调节控制模块包括与温度监测组件(351)相互电连接的温度监测模块、与降温组件(352)电连接的降温模块和与加热组件(353)电连接的加热模块，所述温度检测模块与降温模块相互电连接，温度检测模块与加热模块相互电连接。

3.根据权利要求2所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述移动导轨装置(43)包括两个并排设置的滑轨(431)，每个滑轨(431)与导轨框(42)连接处均设置有定位装置(432)，每个滑轨(431)两端下方分别设置一个第二升降装置(44)。

4.根据权利要求3所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述导轨框(42)包括两个竖直设置的第一导轨(421)和位于两个第一导轨(421)之间且垂直第一导轨(421)设置的两个第二导轨(422)，每个第一导轨(421)和每个第二导轨(422)上均设置有二至六个滑动装置(45)。

5.根据权利要求4所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述抽吸机构(5)包括两个集气腔(51)，两个集气腔(51)连接于同一个风机(521)装置(52)，所述风机(521)装置(52)包括三组并联的风机(521)，三组风机(521)分别通过电磁阀对两个集气腔(51)进行控制。

6.根据权利要求5所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述同步信号触发接收器(10)包括输出输入依次连接的电压隔离电路、数字信号采集电路和网络传输电路，所述网络传输电路与零秒同步信号接收模块相互电连接。

7.根据权利要求2至6任一所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述降温组件(352)包括冷气收集室(3521)，所述冷气收集室(3521)设置有冷氮气供应接口(3522)和多个与激光探头(2)对应的吹扫口；所述加热组件(353)为设置在第一升降装置(33)下部的加热底座。

8.根据权利要求7所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，其特征在于：所述第二升降装置(44)底部设置有隔振器(46)。

9.一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，其特征在于，基于权利要求1所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统，包括如下步骤：

步骤1)、火箭发动机安装就绪；

确认火箭发动机与试验台架(41)、工艺管路及测试线缆之间安装就绪，具备对试验工艺管路增压、阀门动作条件；所述工艺管路包括推进剂供应管路、增压气体供应管路，所述测试线缆包括发动机试验测量信号电缆、控制信号电缆及光纤传输网络(6)，所述阀门包括推进剂供应阀、增压气体供应阀；

步骤2)、保护机构(3)和支架机构(4)调节；

根据待测试火箭发动机的振动测点布局要求，对保护机构(3)和支架机构(4)进行定位准确调节；

步骤3)、测试通讯连接；

将激光探头(2)连入光纤传输网络(6)，确认激光探头(2)与激光测试仪(7)及主控器(1)之间的通讯状态；

步骤4)、振动信号模拟器(8)状态检查；

建立振动信号模拟器控制模块与振动信号模拟器(8)的通讯连接，确认振动信号模拟器控制模块对振动信号模拟器(8)的控制状态；

步骤5)、激光信号检查器(9)投射角度调节；

调节激光探头(2)与激光信号检查器(9)之间的位置，确保激光探头(2)的出射激光投射至激光信号检查器(9)的激光接收端中心；

步骤6)、设备预热；

要求主控器(1)、激光探头(2)、保护机构(3)、支架机构(4)、抽吸机构(5)、光纤传输网络(6)、激光测试仪(7)、振动信号模拟器(8)、激光信号检查器(9)和同步信号触发接收器(10)通电运行时间不少于30分钟；

步骤7)、振动信号模拟器(8)预热检查；

振动信号模拟器控制模块控制振动信号模拟器(8)按照预定的振动波形信号，进行工作，确保振动信号模拟器(8)产生的振动信号准确可靠；

步骤8)、待试车状态；

确认工艺管路处于压力填充状态、温度调节装置(35)与抽吸机构(5)处于工作状态；

步骤9)、启动校准程序；

通过主控器(1)运行校准程序，对振动信号模拟器(8)加载校准值；在校准过程中，通过数据采集及存储模块对校准测试信号进行不间断采集及存储；

步骤10)、校准后处理：

校准完成后，主控器(1)对校准测试信号进行分析，判断激光探头(2)测试状态是否正常；若激光探头(2)测试状态正常，则撤离振动信号模拟器(8)及激光信号检查器(9)，恢复至试车状态；否则，执行步骤2)。

10.根据权利要求9所述的一种火箭发动机非接触式振动测试系统校准方法，其特征在于：步骤9)中，所述通过主控器(1)运行校准程序，对振动信号模拟器(8)加载校准值具体为：依次按照预设测试参考值的0％、50％、150％作为校准值对振动信号模拟器(8)进行加载，共进行该加载过程三次。

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