数据采集系统输入信号多参数检测仪

本文根据固体火箭发动机试验数据采集系统检测特点,在分析国内外数据采集系统的设计组成现状后,研制新型的数据采集系统输入信号多参数检测仪。该检测仪的作用是:输入信号检测;点火系统性能检测;手控同步检测;数据采集系统输入信号过压保护及接口功能;发动机点火同步控制功能;该检测仪适用于固体火箭发动机试验数据采集系统中,是数据采集系统的最佳配套仪器,是个多功能式检测控制仪器。 本文介绍了该仪器的设计原理,工作原理,应用及分析,技术指标。为正确的设计数据采集系统和选择配套仪器提供了参考依据;对于设计数据采集输入接口控制电路提供了参考作用。     

火箭发动机燃温测试传感器设计

针对火箭发动机地面静式试验中燃气温度测量的特殊要求,设计出了一种基于钨铼热电偶的测温方法.根据发动机点火试验中工作时间短、压强小、温度高等特性,分别从热电偶丝的选型、绝缘材料、耐高温材料、热电偶的保护和传感器的安装方式等方面设计温度传感器,并利用信号调理器和数据采集卡对燃气温度进行采集和显示.经过多次点火试验表明,该温度传感器具有很好的抗高压和抗高温特性,能够满足点火试验的要求.     

火箭橇试验点火电流检测仪的设计与研究

为了解决火箭橇试验中发动机、爆炸螺栓等火工品在发射前点火电流的可靠性检测问题,同时提高现场检测的便携性及工作效率.本文从测量原理、硬件设计、软件设计、数据转化等方面进行了分析研究,提出了一种新型的点火电流检测仪的设计思路,经过软硬件调试,形成了原理样机,并进行了实际应用测试,将其和现有的测试设备进行了对比分析,发现样机可靠性和测试精度均满足设计要求.该点火电流检测仪小巧灵活,测试方便,可提高试验现场测试的便捷性,降低由于点火失败给试验带来的风险,提高试验成功率.     

超声波法测试固体火箭发动机燃速

为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况,组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台,应用超声波连续脉冲反射法测量,获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据,从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量,通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程,进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量,测得实时连续的发动机燃速,可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。     

液体火箭发动机试验温度场校准系统时统响应控制技术

介绍液体火箭发动机试验温度场校准时统响应控制系统的设计,通过网线、光纤混合组网通讯方式,实现了校准系统中设备的远程控制及数据传输,重点描述了以STM32为响应核心的时统信号采集模块的硬件、软件设计方案,通过高精度AD采样芯片和上位机时统信号实时监测软件,保证了校准系统在热试车试验时,红外热像仪、比色及多波长测温装置、标准温度装置等部件信号记录动作时间与热试车点火时间保持一致,使得热图分析系统和校准系统内的不同组数据时基同步,保测量与校准系统运行正常。     

某型氢氧火箭发动机射前预冷改进方案试验研究

为了简化射前操作流程,提高火箭发射可靠性,开展了针对某燃气发生器循环氢氧火箭发动机的射前预冷方案改进研究。研究使用了两台真实发动机,在向下倾斜45°的试验台上进行了8次真实介质下的预冷试验,其中6次进行了模拟任务剖面的预冷和点火试验。试验表明,某型氢氧火箭发动机射前预冷由增压预冷改进为大流量自流预冷的方案是可行的,改进后预冷时间能够满足发射流程的要求,可以最大程度上避免液氧供应管路发生"间歇泉"不稳定现象。通过模拟任务剖面进行预冷试验,表明发动机点火前氢、氧系统均能达到预冷好条件,但氧涡轮端轴承后温度比改进前偏高。6次点火试验表明,改进后的射前预冷方案未对发动机点火、起动过程造成明显影响。     

液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性评定

为解决液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性评定信息不全面的问题,对影响液体火箭发动机地面试验测量系统评定的因素进行分析。首先,将性能可靠性指标和功能可靠性指标作为测量系统可靠性的衡量标准,给出了液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性的定义。然后,将测量系统不确定度作为性能可靠性指标纳入测量系统可靠度评定体系,建立测量不确定度与经典可靠性之间的联系;将分系统单元失效次数作为功能可靠性的评价指标,制定融合多源可靠性信息的系统可靠性评定策略。之后,阐述了可靠性数据收集、可靠性信息转换、可靠性信息综合、金字塔式系统可靠性评定和基于专家线性加权的可靠性评定的原理及实现方法。最后,以某型号液体火箭发动机地面试验测量系统为例,评定测量系统的可靠性,结果显示融合多源可靠性信息的金字塔式综合评定法能够准确分析液体火箭发动机地面试验测量系统可靠性,基于专家线性加权信息融合评定方法能够定位系统中的重点关注对象,查找薄弱环节。研究成果为行业内技术人员研究、评定测量系统可靠性提供了新的思路和方法,对于提高型号产品质量、测量数据质量和系统可靠性具有重要意义。     

工业机器人火箭喷管冷却通道线激光在位测量系统开发

针对液体火箭发动机喷管现有的人工检测方式无法实现喷管全域几何特征快速高精度测量的问题,设计并开发一套基于工业机器人和线激光的火箭发动机喷管冷却通道几何特征在位测量系统。建立基于工业机器人和线激光的测量系统运动学模型,研究基于空间定点约束的手眼参数辨识方法,根据火箭喷管冷却通道的几何特征与测量需求规划线激光扫描路径,提出基于最大类间方差法的喷管冷却通道关键尺寸计算算法,基于C++语言和Qt框架开发出具备系统标定、测量路径规划、关键尺寸计算、测量结果分析与技术报告输出等功能的软件系统。采用带有通道特征的试验样件和某型号火箭发动机喷管进行综合试验验证,结果表明：该系统对通道的筋宽测量精度为0.025 mm,对通道的槽深测量精度为0.018 mm,单个测点测量用时30 ms,满足火箭发动机喷管全域几何特征快速高精度检测的需求。     

管路流体对氢氧发动机推力测量的影响分析

为了进一步量化管路流动特性对氢氧火箭发动机推力测量的影响,通过对试验系统低温调试进行推力校准,主要采用常温常压和低温增压两种方式确定校准过程结果,结合误差分析理论计算出管路流体对推力测量引入的误差,同时得出推力测量结果的修正值,并与发动机试验点火前数据进行比对分析,确定两者的一致性.     

发动机试验测量系统现场校准技术研究

主要叙述了液体火箭发动机试验测量系统校准现状,针对液体火箭发动机试验专用测试系统的特点,研究了现场多通道校准技术,制定了发动机试验专用测试系统的现场校准方案。     

数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用

重点介绍 HP VXI总线数据采集系统在固体火箭发动机试验中的应用 ,其中包括数据采集和处理程序 ,及 VXI设备的基本性能调试。并对软件设计思路和相关问题进行了讨论。通过与原有数据采集系统进行试验比较 ,表明该测试系统合乎程序动态试验的技术要求 ,性能优异。     

整体毡C／C喉衬的研制与应用

本研究探讨了耐烧蚀与抗热震性能均比高密高强石墨好的整体毡Ｃ／Ｃ复合材料作为通信卫星、气象卫星远地点、近地点固体火箭发动机（ＳＲＭ）喉衬材料的可能性。在研制过程中解决了整体炭毡的夹杂缺陷，Ｃ／Ｃ喉衬在石墨化工艺产生纵向裂纹等关键技术。经通信卫星、气象卫星远地点、近地点ＳＲＭ数十发地面点火试验和多次发射试验均获得圆满成功，使我国Ｃ／Ｃ复合材料喉衬在八十年代初就进入了实际应用阶段。     

一种应用于杆试验的数据采集系统的设计研究

杆试验在无线电引信的测试中占有十分重要的地位,本文从提高测试精度、实时性和方便性等出发,使用超声定距作为数据采集系统的启动信号,考虑到电磁兼容性问题,设计一种基于DSP的数据采集系统,本系统应用于弹内实时数据采集,采集数据后取出到地面使用计算机进行仿真.     

振动传感器温度与横向灵敏度校准技术研究

高精度振动传感器被广泛用于航空航天发动机振动监测、高低温地面环境试验、模态试验等测量领域,是保障被测设备工作可靠的重要技术手段之一。精确测量振动传感器在高低温环境下的灵敏度温度响应,以及传感器的横向灵敏度,不仅对研究传感器性能、提高传感器工艺质量具有着重要意义,而且也是保障型号产品研制生产过程中各类地面测试试验数据可靠的关键。通过开展高精度振动传感器关键性能校准技术研究,基于振动比较法、温度逐点快速测试技术、横向灵敏度精确测量技术,采用PXI总线架构组建一套振动传感器关键参数一体化快速校准装置,形成一套测量评价系统,通过LabVIEW平台编写了控制与校准软件,实现了一体化控制与测量,解决高精度振动传感器温度响应、横向灵敏度等关键参数快速校准测试的难题。通过对校准装置进行测量不确定度分析评估以及验证试验,结果显示该方法可解决传感器温度特性、横向灵敏度等型号测试试验的特殊需求,优化传感器结构设计,进一步保障高精度振动传感器在线工作的稳定。     

单片机和CPLD在火箭橇全程时空位置测试中的控制方法研究

本文围绕火箭橇试验全程时空位置测试问题,研究单片机和CPLD在时序发生、时序控制、数据锁存、数据采集、数据存储等方面的联合应用,是解决火箭橇试验全程时空位置测试问题的一种方法的探索,提出了基于单片机和CPLD控制的火箭橇全程时空位置测试的设计方案,包括硬件和软件设计、时序仿真、系统精度检测等.     

基于形态学和Otsu的固体火箭发动机CT缺陷三维分割

为了能够准确判别固体火箭发动机内部缺陷的性质和可能对发动机造成的危害,需要从三维空间的角度来观察分析.在传统的缺陷分析中,主要是通过观察CT的二维切片序列图像以及对二维图像的主观分析去发现缺陷体.为了对缺陷体进行更为准确、立体地分析,提出对固体火箭发动机工业CT三维体数据进行处理.首先,通过结合形态学和Otsu阈值分割方法对缺陷进行分割和提取;然后,重构出缺陷体三维体数据;最后,对体数据进行三维可视化显示.实验结果表明,该方法能有效、准确地分割和提取固体火箭发动机三维CT图像缺陷,具有较强的鲁棒性.     

固体火箭发动机随动推力作用下细长体亚临界试车及动力学失稳临界推力预示

设计了随动推力作用下细长体模拟件试车试验系统,开展固体火箭发动机试车;理论推导了耦合模态频率差?推力关系的多项式,结合亚临界试车数据外推预示失稳临界推力。研究结果表明：理论分析与地面试验结果吻合,只需开展少数几次安全可控的亚临界试车试验,获取系统的振动响应数据,即可准确预测临界推力;亚临界试验验证了随动推力横向分量引起模态间的刚度耦合,对于弯曲振动明显的细长体飞行器,推力对结构的影响应视为随动载荷。     

基于Delphi的发动机台架试验单片机控制系统的开发

采用DELPHI研制开发了用于发动机台架试验单片机的测试与控制软件,实现了发动机台架试验数据的实时采集与存储和处理.     

火箭燃气冲击力动态测量

测量火箭燃气对发射装置的冲击力是发射装置结构设计的基础。本文叙述了微计算机用于某火箭发射器燃气流冲击力动态测试的系统组成、数据采集与点火的同步问题的解决方法、程序设计、程序功能。此测试系统在科研工作中经过实际应用,取得了大量数据,为某火箭发射器的设计工作提供了依据。     

基于微波CT的固体火箭发动机燃面退移动态测试方法研究

现有的X射线、超声等无损检测技术受检测工艺、设备安装、检测效率等限制,无法实现固体火箭发动机燃面退移过程的动态测试需求.本文研究了一种微波CT检测燃面退移的方法.根据微波CT成像原理,将天线等角度间隔分布于固体火箭外壳表面,建立燃面退移变化的数学模型.考虑到微波是以曲线形式传播的,不能使用传统的射线CT重建的直线投影矩阵刻画方法.因此根据微波传播路径,完成微波CT重建的投影矩阵刻画,并根据各个微波天线测量值,利用改进的ART-TV算法重建燃面退移变化的动态图像.仿真结果表明,本文研究的微波CT成像方法可以有效表征固体火箭发动机燃面退移变化,并且利用改进的ART-TV算法重建得到的直径为39～159 mm的燃面重建误差小于1 mm,可为后续实验测试系统的设计及验证提供理论支撑.