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公开(公告)号：CN105973188B
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201510920764.7
申请日：2015-12-11
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01B21/24
Abstract: 本发明涉及一种发动机喷管轴线的测量系统及方法。该发动机喷管轴线的测量系统包括：调平座架和旋转测量装置；所述旋转测量装置包括测量杆，所述测量杆周向自转；所述测量杆上设有角度传感器和多个激光位移传感器；所述多个激光位移传感器位于所述测量杆的不同高度上，用于测量喷管内壁与相应的激光位移传感器的径向距离；所述角度传感器位于所述测量杆上，用于测量所述测量杆的旋转角度；所述测量杆竖直设置于所述调平座架上；所述调平座架与发动机喷管的喷口相接触。本发明实现了对发动机喷管轴线的非接触式测量，避免了接触式测量对喷管内壁造成的损坏，且测量结果准确。
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公开(公告)号：CN104359694B
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201410636419.6
申请日：2014-11-06
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭系统级试车工作模态及工作变形试验方法，包括确定测点——安装传感器——试验系统搭建——试验系统调试——试车过程中测量数据——结果分析——等步骤。本发明真实获取了火箭点火状态下箭体结构的动力学特性，使用较少的测点就能够得到箭体的主要低频振动特点，获取的数据可以有多种用途，例如工作模态分析、工作变形分析、力学环境制定等。
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公开(公告)号：CN116735169A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310439076.3
申请日：2023-04-23
Applicant: 北京强度环境研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种弹箭模态试验方法及试验系统，其中，基于弹箭的模态试验方案选择对应的边界模拟方式，用于支撑弹箭；若边界模拟方式为空气弹簧系统，则对空气弹簧系统进行多点控制，并触发弹箭的位置调整，此时，通过空气弹簧系统对弹箭进行支撑，并且弹箭在空气弹簧系统的支撑下进行模态试验，而空气弹簧系统在常规场地上均能够使用，能够在总装厂房、试验厂房均可以对弹箭进行模态试验，缩短试验周期、降低试验成本方面效果显著，另外，基于不同的场景对弹箭进行模态试验，并输出试验结果；将试验结果进行有限元模型修正，并去除空气弹簧系统的支撑影响，以确定弹箭模态参数。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113050596A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN202110268242.9
申请日：2021-03-12
Applicant: 北京强度环境研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提出一种随机激励下空气舵模态参数准确获取方法，属于测量测试技术领域，包括：第一步、测试系统搭建；第二步、测试系统与激励系统调试；第三步、频响函数获取；第四步、分析频率、阻尼比和振型等模态参数；第五步、不同量级激振力下频响函数获取，分析结构的非线性。与现有技术相比，本发明提供的技术方案非线性系统线性化效果佳，测试速度快，可以减小非线性对测试结果的影响，减小模态频率和阻尼比的测试误差，为结构模型修正以及控制系统设计提供更加准确的参数，获得的频响函数品质较好，识别的模态频率和阻尼比准确性高。
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公开(公告)号：CN109765059A
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201811501974.2
申请日：2018-12-10
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，包括时序测量装置电路设计、时序测量装置结构设计、时序测量装置功能设计、时序结构装置强度分析和实验实施效果测量，本发明科学合理，使用安全方便，使用该测量装置获取发射箱前辅助支撑的脱开时序，测试数据完整，数据品质良好，采用该方法可以成功的获取导弹发射过程前辅助支撑脱开时序，对提升恶劣发射环境下测量技术能力作出了有效地尝试，该方法测量稳定性好，安全性较高，已经在飞行试验中多次应用，数据测量效果良好，有效地节约试验成本，经济效益显著。
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公开(公告)号：CN104359694A
公开(公告)日：2015-02-18
申请号：CN201410636419.6
申请日：2014-11-06
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭系统级试车工作模态及工作变形试验方法，包括确定测点——安装传感器——试验系统搭建——试验系统调试——试车过程中测量数据——结果分析——等步骤。本发明真实获取了火箭点火状态下箭体结构的动力学特性，使用较少的测点就能够得到箭体的主要低频振动特点，获取的数据可以有多种用途，例如工作模态分析、工作变形分析、力学环境制定等。
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公开(公告)号：CN105486493B
公开(公告)日：2017-12-22
申请号：CN201410474617.7
申请日：2014-09-17
Applicant: 北京强度环境研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明属于动力学试验技术领域，具体涉及一种牵制释放模拟试验装置及其使用方法。技术方案：试验工装内部有空腔，用于安装试验件；试验工装上部连接拉力系统，用于模拟起飞阶段的推力；下部连接释放机构，用于控制试验工装的释放；保护系统用于保护试验工装和试验件的安全；测量系统用于测量试验时试验件上的响应。方法：安装试验件，依次连接拉力系统和释放机构，估算预定加载力；释放机构收到解锁信号后突然解锁，试验工装下端释放，通过保护系统限制试验件继续飞行，测量系统记录试验过程中试验件各测量点处的过载、振动和应变等响应。有益效果：可以实现单机和部段级试验件牵制释放中的过载和瞬态振动的综合模拟；投入成本小，模拟真实。
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公开(公告)号：CN106768285A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611193745.X
申请日：2016-12-21
Applicant: 北京强度环境研究所 , 天津航天瑞莱科技有限公司 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01H11/06
CPC classification number: G01H11/06
Abstract: 本发明涉及声学器件技术领域，尤其涉及一种声场空间相关性测试装置，包括支架、安装杆、角度尺和传声器夹具，支架竖直设置，角度尺与安装杆设于支架的同一高度上，安装杆上设有刻度且与支架可转动连接，传声器夹具的数量为多个，多个传声器夹具可移动的设于安装杆上。在测试时，通过移动传声器夹具在安装杆上的位置，可以改变两个传声器之间的距离，并通过安装杆上的刻度读取两个传声器之间的距离，转动安装杆可以侧向在水平、竖直或任意方向上测量空间相关系数，角度尺的使用便于直观准确的读取安装杆与水平方向的夹角。该装置结构简单，使用方便快捷，能够极大的提高声场空间相关系数的测量精度。
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