RU2770320C1 - Gas-dynamic pressure chamber - Google Patents
Gas-dynamic pressure chamber Download PDFInfo
- Publication number
- RU2770320C1 RU2770320C1 RU2021132727A RU2021132727A RU2770320C1 RU 2770320 C1 RU2770320 C1 RU 2770320C1 RU 2021132727 A RU2021132727 A RU 2021132727A RU 2021132727 A RU2021132727 A RU 2021132727A RU 2770320 C1 RU2770320 C1 RU 2770320C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- model
- gas
- beams
- force
- active
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
Abstract
Description
Предложение относится к области экспериментальной аэрогазодинамики и может быть использовано для определения газодинамических нагрузок на модели летательных аппаратов (ЛА) с работающими двигательными установками (ДУ) при моделировании и исследовании струйного взаимодействия в процессах разделения высотных ступеней ракет - носителей (РН), отделения космических аппаратов от разгонных блоков, их стыковки -расстыковки на орбите, посадки на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них.The proposal relates to the field of experimental aerogasdynamics and can be used to determine gas-dynamic loads on models of aircraft (LA) with operating propulsion systems (PS) in modeling and studying jet interaction in the processes of separation of high-altitude stages of launch vehicles (LV), separation of spacecraft from upper stages, their docking-undocking in orbit, landing on the surface of planets with a rarefied atmosphere and starting from them.
Известна газодинамическая барокамера (ГДБ), предназначенная для исследования газодинамического воздействия на ЛА струй ДУ, работающая в режиме наполнения и содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, газообеспечения, управления и измерений, подключенное к системе измерений силоизмерительное устройство, корпус которого выполнен в виде соосных колец, соединенных симметрично размещенными вокруг их оси измерительными элементами, взаимодействующее с активной моделью, сопловой блок которой соединен с трубопроводом системы газообеспечения, пассивную модель, установленную с возможностью продольного перемещения на державке координатника, размещенного в рабочей зоне вакуумной камеры (см. патент РФ №2667687, 2017 г., МПК G01M 9/00).Known gas-dynamic pressure chamber (GDB), designed to study the gas-dynamic impact on the aircraft of jets of control, operating in the filling mode and containing a vacuum chamber, vacuum systems, gas supply, control and measurement, connected to the measurement system, a force measuring device, the body of which is made in the form of coaxial rings, connected by measuring elements symmetrically placed around their axis, interacting with the active model, the nozzle block of which is connected to the pipeline of the gas supply system, the passive model, installed with the possibility of longitudinal movement on the holder of the coordinate located in the working area of the vacuum chamber (see RF patent No. 2667687, 2017 G., IPC
Недостатком этого технического решения являются обусловленные его конструктивными особенностями ограниченные экспериментальные возможности. В частности, отсутствует возможность исследования газодинамического нагружения отделяемой (пассивной) модели.The disadvantage of this technical solution is the limited experimental possibilities due to its design features. In particular, there is no possibility of studying the gas-dynamic loading of a separable (passive) model.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является ГДБ, предназначенная для модельных исследований и определения газодинамического нагружения моделей летательных аппаратов, содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, управления, измерений и газообеспечения с трубопроводом подачи газа, активную модель ЛА с сопловым блоком для имитации струй работающей ДУ и пассивную модель с подключенным к системе измерений силоизмерительным устройством, установленным на державке координатника, размещенного на площадке обслуживания в рабочей зоне вакуумной камеры (см. Бачин А.А., Мазин И.Н., Прочухаев М.В., Сажин Д.С., Храмов Н.Е. Газодинамическая барокамера У-22 ФГУП ЦНИИмаш. - Космонавтика и ракетостроение, 2015, вып. 4(83), с. 73-80). Испытания проводятся в режиме импульсной подачи рабочего газа в сопловой блок активной модели ЛА при заданных расстояниях между активной и пассивной моделями (ступенями РН) в условиях вакуума, с последующим квазистационарным падением давления в сопловом блоке ДУ и наполнением вакуумной камеры.The closest technical solution chosen as a prototype is a gas turbine engine designed for modeling studies and determining the gas-dynamic loading of aircraft models, containing a vacuum chamber, vacuuming, control, measurement and gas supply systems with a gas supply pipeline, an active aircraft model with a nozzle block for simulating jets of a working remote control and a passive model with a force-measuring device connected to the measurement system, installed on the holder of the coordinator, located on the service platform in the working area of the vacuum chamber (see Bachin A.A., Mazin I.N., Prochukhaev M.V., Sazhin D.S., Khramov N.E. Gas-dynamic pressure chamber U-22 of the Federal State Unitary Enterprise TsNIIMash - Cosmonautics and rocket science, 2015, issue 4(83), pp. 73-80). The tests are carried out in the mode of pulsed supply of working gas to the nozzle block of the active aircraft model at given distances between the active and passive models (LV stages) under vacuum conditions, followed by a quasi-stationary pressure drop in the PS nozzle block and filling the vacuum chamber.
Недостатком этой ГДБ являются также обусловленные ее конструктивными особенностями ограниченные экспериментальные возможности. Так, отсутствует практическая возможность определения силового воздействия на пассивную модель (отделяемой ступени) струй ДУ активной модели (отделяющейся ступени) при исследовании задач «горячего» высотного разделения ступеней РН и близких расстояниях между ними. Это обусловлено особенностями установки испытываемых моделей. При вакуумировании имеют место деформации корпуса вакуумной камеры, которые приводят к изменению расстояния между активной моделью, закрепленной на трубопроводе, связанном с верхним днищем камеры, и пассивной моделью с силоизмерительным устройством, установленным на державке координатника, размещенного на площадке обслуживания, закрепленной в рабочей зоне вакуумной камеры. Кроме этого, при импульсной подаче газа в сопловой блок («ударном» запуске модельной ДУ) возникают механические колебания как трубопровода с сопловым блоком активной модели, так и державки координатника с силоизмерительным устройством и пассивной моделью.The disadvantage of this HDB is also limited experimental possibilities due to its design features. Thus, there is no practical possibility of determining the force impact on the passive model (separable stage) of the propulsion jets of the active model (separating stage) when studying the problems of “hot” high-altitude separation of launch vehicle stages and close distances between them. This is due to the peculiarities of the installation of the tested models. When evacuating, deformations of the vacuum chamber body take place, which lead to a change in the distance between the active model, fixed on the pipeline connected to the upper bottom of the chamber, and the passive model with a force-measuring device installed on the holder of the coordinator, located on the service platform, fixed in the working area of the vacuum chamber. cameras. In addition, when pulsed gas is supplied to the nozzle block (“impact” start of the model PS), mechanical vibrations occur both in the pipeline with the active model nozzle block and in the coordinate holder with a force measuring device and a passive model.
Эти факторы при близких расстояниях между активной и пассивной моделями на начальных стадиях разделения ступеней ЛА могут приводить к большим ошибкам измерения газодинамических нагрузок и даже - к контакту и поломке моделей. Кроме того, могут иметь место дополнительные погрешности измерения из-за неоптимальной установки силоизмерительного устройства.These factors, at close distances between the active and passive models at the initial stages of separation of the stages of the aircraft, can lead to large errors in the measurement of gas-dynamic loads and even to contact and breakage of the models. In addition, there may be additional measurement errors due to non-optimal installation of the force measuring device.
Задачами, на решение которых направлено предложенное техническое решение, являются повышение точности результатов испытаний и расширение экспериментальных возможностей ГДБ.The tasks to be solved by the proposed technical solution are to increase the accuracy of the test results and expand the experimental capabilities of the HDB.
Технический результат, достигаемый данным предложением, заключается в снижении влияния деформаций и колебаний конструкции при вакуумировании и «ударном» запуске модельной ДУ, обеспечении возможности проведения испытаний при малых расстояниях между разделяющимися ступенями, а также в снижении влияния моментных нагрузок на результат измерения сил за счет оптимального размещения компактного силоизмерительного устройстваThe technical result achieved by this proposal is to reduce the effect of deformations and vibrations of the structure during evacuation and "shock" start of the model PS, to provide the possibility of testing at small distances between separating stages, as well as to reduce the effect of moment loads on the result of measuring forces due to the optimal placement of a compact force measuring device
Этот результат достигается тем, что ГДБ, содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, управления, измерений и газообеспечения с трубопроводом подачи газа, активную модель ЛА с сопловым блоком для имитации струй работающей ДУ отделяющейся ступени и пассивную модель отделяемой ступени с подключенным к системе измерений силоизмерительным устройством, установленным на державке координатника, размещенного на площадке обслуживания, закрепленной в рабочей зоне вакуумной камеры, снабжена установленной на площадке обслуживания жесткой рамой для вертикального крепления выполненного по форме кормовой части отделяющейся ступени соплового блока активной модели, соединение которого с трубопроводом подачи газа системы газообеспечения осуществлено посредством введенных коллектора и радиально симметрично расположенных армированных шлангов, а компактное силоизмерительное устройство размещено в передней части полости пассивной модели, выполненной в виде тонкостенной оболочки по форме отделяемой ступени с фермой и элементами межступенного отсека.This result is achieved by the fact that the gas turbine engine, containing a vacuum chamber, systems for vacuuming, control, measurement and gas supply with a gas supply pipeline, an active model of an aircraft with a nozzle block to simulate jets of a working remote control of a separating stage and a passive model of a separating stage with a force measuring device connected to the measurement system mounted on the holder of the coordinator located on the service platform, fixed in the working area of the vacuum chamber, is equipped with a rigid frame installed on the service platform for vertical fastening of the nozzle block of the active model made in the form of the aft part of the separating stage of the active model, which is connected to the gas supply pipeline of the gas supply system by means of introduced collector and radially symmetrically located reinforced hoses, and a compact force-measuring device is placed in the front part of the cavity of the passive model, made in the form of a thin-walled shell in the form of a detachable with Tupenis with a truss and elements of the interstage compartment.
Как вариант технического решения, указанная ГДБ снабжена подключенным к системе измерений датчиком контроля касания активной и пассивной моделей, содержащим элемент фермы межступенного отсека со стороны активной модели, электроизолированный от остальных частей пассивной модели, взаимодействующий с активной моделью, выполненной из токопроводящего материала.As a variant of the technical solution, the specified HDD is equipped with a touch control sensor for active and passive models connected to the measurement system, containing an element of the truss of the interstage compartment on the side of the active model, electrically isolated from the rest of the passive model, interacting with the active model, made of conductive material.
Кроме того, как вариант реализации ГДБ, его силоизмерительное устройство, выполненное из соосных колец, соединенных симметрично размещенными вокруг их оси измерительными элементами, сформировано в виде двух поясов упругих измерительных элементов, в первом из которых в плоскостях действия компонентов поперечной силы размещены два продольно ориентированных упругих параллелограмма с внутренними поперечными цилиндрическими подрезами на их продольных балках, соответственно связанных с кольцевыми основаниями этого пояса, и система четырех размещенных между боковыми гранями этих балок продольных упругих пластин типа «беличье колесо», соответственно соединенных вспомогательными кольцевыми основаниями между собой и с парами балок упругих параллелограммов, а во втором поясе - размещена кольцевая система шести параллелограммов с поперечными дугообразными упругими балками, выполненными с внутренними цилиндрическими подрезами по краям и посредством трех пар продольных жестких балок соответственно связанных с кольцевыми основаниям этого пояса, при этом тензопреобразователи, установленные на поверхностях упругих пластин «беличьего колеса», боковых гранях продольных балок параллелограммов и балок параллелограммов напротив поперечных подрезов, соответственно соединены в мостовые измерительные схемы для регистрации компонентов газодинамической силы и момента.In addition, as an embodiment of the HDB, its force-measuring device, made of coaxial rings connected by measuring elements symmetrically placed around their axis, is formed in the form of two belts of elastic measuring elements, in the first of which two longitudinally oriented elastic a parallelogram with internal transverse cylindrical undercuts on their longitudinal beams, respectively connected with the annular bases of this belt, and a system of four longitudinal elastic plates of the "squirrel wheel" type placed between the side faces of these beams, respectively connected by auxiliary annular bases to each other and to pairs of beams of elastic parallelograms , and in the second belt there is an annular system of six parallelograms with transverse arcuate elastic beams made with internal cylindrical undercuts along the edges and by means of three pairs of longitudinal rigid beams, respectively, with knitted with the annular bases of this belt, while the strain gauges installed on the surfaces of the elastic plates of the "squirrel wheel", the side faces of the longitudinal beams of parallelograms and beams of parallelograms opposite the transverse undercuts, respectively, are connected into bridge measuring circuits for registering the components of the gas-dynamic force and moment.
Существо предложения поясняется фигурами 1-5. На фигуре 1 показана конструктивная схема ГДБ, на фигуре 2 - конструктивная схема устройства пассивной модели и ее связей с ГДБ, на фигурах 3 - 5 - виды (сбоку, сверху и сечения В-В) динамометрического блока силоизмерительного устройства.The essence of the proposal is illustrated by figures 1-5. Figure 1 shows a structural diagram of the HDB, figure 2 - a structural diagram of the device of the passive model and its connections with the HDB, figures 3 - 5 - views (side, top and sections B-B) of the dynamometric unit of the force measuring device.
Газодинамическая барокамера (фигуры 1 и 2) содержит вакуумную камеру 1, систему вакуумирования 2, систему управления 3, систему измерений 4, систему газообеспечения 5 с трубопроводом 6 подачи газа и быстродействующим запорным устройством 7 (например, типа разрываемой диафрагмы), связанным с системой управления 3, активную модель 8 летательного аппарата с сопловым блоком 9 для имитации струй работающей ДУ и пассивную модель 10 с подключенным к системе измерений силоизмерительным устройством 11, установленным на державке 12 координатника 13, размещенного с возможностью регулировки начального положения на площадке обслуживания 14 в рабочей зоне вакуумной камеры. На этой же площадке установлены жесткая рама 15 для вертикального крепления соплового блока 9 активной модели 8, который посредством коллектора 16 и радиально симметрично вертикальной оси расположенных армированных шлангов 17 соединен с трубопроводом 6 подачи газа системы газообеспечения 5. Кормовая часть активной модели 8 выполнена по форме кормовой части отделяющейся (активной) ступени. Компактное силоизмерительное устройство 11 размещено в полости носовой части 18 пассивной модели 10, выполненной в виде тонкостенной оболочки по форме отделяемой ступени с фермой 19 и элементами 20 межступенного отсека.The gas-dynamic pressure chamber (figures 1 and 2) contains a vacuum chamber 1, a
В варианте исполнения ГДБ снабжена подключенным к системе измерений 4 датчиком контроля касания активной 8 и пассивной 10 моделей, который выполнен в виде элемента 21 фермы со стороны активной модели 8, электроизолированного от остальных частей пассивной модели 10, взаимодействующего с активной моделью 8, выполненной из токопроводящего материала.In the embodiment, the GDU is equipped with a touch control sensor connected to the
Державка 12 снабжена устройством продольного перемещения (фигура 2), содержащим взаимодействующую с ней по ходовой посадке трубу 22, которая крепится к координатнику 13. Фиксация продольного положения державки 12, связанной с силоизмерительным устройством 11 и пассивной моделью 10, осуществлено с помощью болтов 23 и радиальных отверстий 24, выполненных соответственно в стенках труб 12 и 22.The
Силоизмерительное устройство 11 (фигуры 3-5) выполнено в виде 3-х соосных кольцевых оснований 25, соединенных двумя поясами упругих измерительных элементов, в первом из которых в плоскостях действия компонентов поперечной силы размещены два продольно ориентированных упругих параллелограмма с поперечными цилиндрическими подрезами 26 на парах их продольных балок 27 и 28, соответственно связанных с кольцевыми основаниям этого пояса, и система четырех крестообразно размещенных между боковыми гранями балок 27 и 28 продольных упругих пластин 29, соответственно соединенных промежуточными кольцевыми основаниями 30 между собой и с указанными парами балок упругих параллелограммов, а во втором поясе - размещена кольцевая система шести параллелограммов с поперечными дугообразными упругими балками 31, выполненными с внутренними цилиндрическими подрезами 32 по краям и посредством трех пар продольных жестких балок 33 соответственно связанных с кольцевыми основаниям 25 этого пояса, при этом тензопреобразователи 34, установленные на поверхностях упругих пластин 29, боковых гранях продольных балок 27 и 28 параллелограммов и напротив подрезов 26 и 32 упругих балок, соответственно соединены в мостовые измерительные схемы для регистрации компонентов газодинамической силы и момента.The force-measuring device 11 (figures 3-5) is made in the form of 3 coaxial
ГДБ функционирует следующим образом. С помощью координатника 13 (см. фигуры 1 и 2) и устройства продольного перемещения (позиции 12 и 22-24) устанавливают начальное положение пассивной модели 10 относительно активной модели 8 летательного аппарата. В случае необходимости начальное положение корректируют соответствующим смещением координатника относительно площадки обслуживания. После проверки готовности всех систем камеру 1 вакуумируют с использованием системы 2 до давления, заданного программой испытаний. В системе газообеспечения 5 с помощью системы 3 управления создают требуемое по программе испытаний давление рабочего газа. После этого с системы управления 3 подают запускающий сигнал в систему измерений 4 и на быстродействующее запорное устройство 7. Система измерений 4 включается на режим регистрации измеряемых параметров. После срабатывания быстродействующего запорного устройства рабочий газ по трубопроводу 6 через коллектор 16 и шланги 17 поступает в сопловой блок 9 активной модели. Истекающие в межступенное пространство из соплового блока 8 струи взаимодействуют с пассивной моделью 10, создавая газодинамическое нагружение элементов активной и пассивной моделей. Нагружение последней вызывает деформации упругих элементов динамометрического блока силоизмерительного устройства 11 и соответствующих тензопреобразователей 34. В измерительных схемах появляются электрические сигналы, пропорциональные величинам соответствующих компонентов газодинамической нагрузки (продольной и поперечных сил, изгибающих и крутящего моментов) в заданной системе координат. Возможность контакта (особенно при задаваемых малых расстояниях между активной и пассивной моделями) контролируют с помощью датчика касания (позиции 20 и 21).The GDB functions as follows. Using koordinatorika 13 (see figures 1 and 2) and the longitudinal movement device (
Аналогичную последовательность действий используют для других положений пассивной модели относительно активной, задаваемых с помощью устройства продольного перемещения (позиции 12, 22-24), а также для других условий испытаний: начального разрежения в вакуумной камере, давления в трубопроводе 6 системы газообеспечения и т.п.A similar sequence of actions is used for other positions of the passive model relative to the active one, set using the longitudinal displacement device (
Отличительные особенности предложенного технического решения в части силовой схемы испытаний, в которую введена жесткая силовая рама, соединяющая активную и пассивную модели, силоизмерительное устройство и гибкие шланги для связи соплового блока 9 с системой газообепечения, обеспечивают устранение влияния механических деформаций корпуса при вакуумировании и снижение уровня колебаний конструкции при «ударном» запуске модельной ДУ. При этом симметричность элементов коллектора 16 и расположения шлангов 17 способствует выравниванию возмущений давления при запуске ДУ.Distinctive features of the proposed technical solution in terms of the power test circuit, in which a rigid power frame is introduced that connects the active and passive models, a force-measuring device and flexible hoses for connecting the
Размещение силоизмерительного устройства в передней части полости тонкостенной оболочки пассивной (отделяемой) модели и предложенный компактный вариант его исполнения (длина динамометрической части составляет немного более одного калибра) способствуют повышению жесткости силоизмерительной системы, уменьшению плеч действия измеряемых силовых нагрузок, величин моментов сил и деформаций от них. При этом обеспечиваются повышение точности измерений и возможность проведения испытаний при малых величинах расстояния между разделяющимися ступенями ЛА. Повышению надежности результатов испытаний способствует контроль контакта разделяющихся ступеней. Предложенный вариант выполнения механизма задания продольного положения державки силоизмерительного устройства обеспечивает его удобное и простое применение.The placement of the force-measuring device in the front part of the cavity of the thin-walled shell of the passive (separable) model and the proposed compact version of its design (the length of the dynamometric part is slightly more than one caliber) contribute to increasing the rigidity of the force-measuring system, reducing the shoulders of the measured force loads, the magnitudes of the moments of forces and deformations from them . This provides an increase in the accuracy of measurements and the possibility of testing at small distances between the separating stages of the aircraft. An increase in the reliability of the test results is facilitated by the control of the contact of the separating stages. The proposed embodiment of the mechanism for setting the longitudinal position of the holder of the force-measuring device provides its convenient and simple application.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021132727A RU2770320C1 (en) | 2021-11-09 | 2021-11-09 | Gas-dynamic pressure chamber |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021132727A RU2770320C1 (en) | 2021-11-09 | 2021-11-09 | Gas-dynamic pressure chamber |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2770320C1 true RU2770320C1 (en) | 2022-04-15 |
Family
ID=81255468
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021132727A RU2770320C1 (en) | 2021-11-09 | 2021-11-09 | Gas-dynamic pressure chamber |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2770320C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1577487A1 (en) * | 1988-07-12 | 1992-06-30 | Предприятие П/Я Г-4903 | Pulse air wind tunnel |
CN203688195U (en) * | 2013-12-19 | 2014-07-02 | 中国航天空气动力技术研究院 | Supersonic velocity diffusion device with active injection |
CN104458189B (en) * | 2014-10-17 | 2017-05-17 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | Process layout method for conventional hypersonic speed wind tunnel |
RU2667687C1 (en) * | 2017-11-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Gas dynamic aerospace chamber |
-
2021
- 2021-11-09 RU RU2021132727A patent/RU2770320C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1577487A1 (en) * | 1988-07-12 | 1992-06-30 | Предприятие П/Я Г-4903 | Pulse air wind tunnel |
CN203688195U (en) * | 2013-12-19 | 2014-07-02 | 中国航天空气动力技术研究院 | Supersonic velocity diffusion device with active injection |
CN104458189B (en) * | 2014-10-17 | 2017-05-17 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | Process layout method for conventional hypersonic speed wind tunnel |
RU2667687C1 (en) * | 2017-11-15 | 2018-09-24 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Gas dynamic aerospace chamber |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9606019B2 (en) | Wind tunnel balance and system with wing model and wind tunnel balance | |
JP6161378B2 (en) | System and method for ground vibration test and weight and balance measurement | |
JP2014016339A5 (en) | ||
US2810288A (en) | Impact tester | |
CN109141905A (en) | A kind of six square phase test bay and its method for measuring vectored thrust | |
CN105527092A (en) | Aero-engine main force bearing component overall static strength assessment test system and method | |
CN109115510A (en) | A kind of Time series analysis and its accidentally method for determining difference | |
CN106314830A (en) | Ground testing method for dotted separation between cabins of spacecraft | |
RU2770320C1 (en) | Gas-dynamic pressure chamber | |
CN108953004B (en) | A kind of high-thrust rocket lateral force test predictor method | |
Liu et al. | Suspension force measuring system for hypersonic wind tunnel test: Design and tests | |
CN112762779A (en) | Lever loading-based static test device and method for guided bomb | |
CN106248299B (en) | One kind being based on multi-dimensional force mass center test macro | |
RU2614900C1 (en) | Power measuring stand system for testing aircraft engines | |
RU2667687C1 (en) | Gas dynamic aerospace chamber | |
RU2681251C1 (en) | Hinge moment of the rejected surface measurement device | |
CN109141904A (en) | A kind of six square phase test bay | |
RU198463U1 (en) | DEVICE FOR MEASURING GAS DYNAMIC LOADS ON MODELS OF ELEMENTS OF A STARTING STRUCTURE IN A GAS DYNAMIC STAND WITH A MODEL ENGINE UNIT | |
CN111982443B (en) | Horizontal vibration test tool capable of loading displacement | |
KR20060062171A (en) | The precision thrust measurement system for low thrust engine | |
JPH07260620A (en) | Impact wind tunnel | |
CN103822769A (en) | Three-direction force-measuring loop | |
EP1733204A2 (en) | Platform balance for wind tunnel | |
CN208780465U (en) | A kind of Time series analysis | |
Begishev et al. | Features and modernization methods of thrust measurement devices for liquid rocket engine test stands |