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[发明专利]一种外部加载冲击压力载荷的固体发动机冲击起爆仿真评估方法-CN202011128898.2有效
发明人：李超;颜文选;兰宝刚;潘武贤;赵继伟;杨建宏;郭小帆;张颖 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2020-10-21 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本发明提出一种外部加载冲击压力载荷的固体发动机冲击起爆仿真评估方法，通过将破片和冲击波冲击发动机表面后产生的冲击应力，进行等效化数值处理，然后利用等值的边界压力载荷直接进行冲击替换建模。本发明利用冲击压力载荷法进行冲击仿真明显的减小仿真模型尺寸，从而降低仿真硬件需求并缩短仿真计算所需时间；而且本发明冲击压力载荷建模方法能够直接替换传统建模方法，模型有良好的通用性；此外本发明边界冲击载荷法能够通过调节载荷压力直接获得发动机产生起爆的临界压力和冲量，而且可以通过控制变量法，分析载荷压力和作用时间对冲击起爆的影响，在发动机的起爆分析方面效果优于现有仿真方法。
一种外部加载冲击压力载荷固体发动机起爆仿真评估方法

[实用新型]一种应用于固体火箭发动机大吨位跌落试验的释放装置-CN202320208527.8有效
发明人：刘拓;王正军;朱丽娅;陈端毓;潘武贤;颜文选;赵继伟;罗驭川;左红星;魏连东 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2023-02-14 - 公布日： 2023-04-11 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本实用新型涉及一种应用于固体火箭发动机大吨位跌落试验的释放装置，包括定位杆和释放机构，其中定位杆固定连接在所述释放机构一侧，定位杆两端连接定位绳，用于满足产品释放时的象限要求；释放机构固定安装在定位杆中部，用于吊装固体火箭发动机，并通过释放机构上的爆炸螺栓解锁释放试验产品，完成试验。本装置克服了传统电磁式跌落试验装置承载力偏小的缺陷，满足大吨位试验产品跌落试验的需求，且在机构座上安装了定位杆以进行象限方位调整，能够应用于固体火箭发动机等有象限要求的跌落试验，瞬时响应能力强，有利于以高试验精度控制。
一种应用于固体火箭发动机吨位跌落试验释放装置

[实用新型]固体火箭发动机试验传感器安装测点快速定位工具-CN202222595606.7有效
发明人：张颖;颜文选;罗驭川;刘拓;司琪;王子祥;孙剑阳;黄宇坤 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2022-09-29 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本实用新型提出一种固体火箭发动机试验传感器安装测点快速定位工具，包括透明软带和夹具；透明软带为长条形透明软带，其在长度方向延伸性小于设定限值；透明软带长度根据待试验固体火箭发动机轴向长度确定；在透明软带绘制有起止位置标记；根据固体火箭发动机试验测试测点位置要求，以起始位置为基准，在透明软带上标记传感器测点位置并打定位孔，定位孔的中心点为传感器测点位置；其中不同类型传感器定位孔形状不同；夹具能够将所述透明软带夹紧固定在待试验固体火箭发动机上。本实用新型解决了现有测点定位方式存在的测点位置偏移、人员操作工艺难度较大，工作效率低的问题，使得传感器测点定位准确性和效率大幅提升。
固体火箭发动机试验传感器安装快速定位工具

[发明专利]一种基于风标的固体火箭冲压发动机高速自由射流迎角测量系统-CN201910895253.2有效
发明人：郭小帆;兰宝刚;潘武贤;闫磊;张宁;左红星;汪玲;颜文选;李超;魏连东 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2019-09-20 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明提出一种基于风标的固体火箭冲压发动机高速自由射流迎角测量系统，包括风标组件、传动组件、转轴组件、限位装置、激光位移测量系统。风标组件由前端配重、连接支杆以及风标组成；风标采用对称的锥形结构，其中风标迎风面锥形角为53°～62°；风标组件通过传动组件带动转轴组件中转轴转动；转轴采用具有一定阻尼比和回复力的转轴，能够平滑转动并在无外力作用时自行回到系统零位；限位装置确保风洞启动时初始气流冲击不会导致风标组件和传动组件发生较大方向偏转；激光位移测量系统通过激光位移传感器与激光接收组件配合实现对转轴转动角度的非接触测量。本发明能够满足固冲发动机自由射流试验高温、高速环境下迎角的精确测量。
一种基于风标固体火箭冲压发动机高速自由射流测量系统

[发明专利]一种基于分析信号特性的小波基选取方法-CN202111279087.7在审
发明人：张颖;刘晓宇;赵继红;颜文选;常庆;康怡然;罗驭川;滕越洋 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2021-10-31 - 公布日： 2022-02-01 - 主分类号： G06F17/14 文献下载
摘要：本发明提出一种基于分析信号特性的小波基选取方法，首先选择若干小波基函数作为对待分析信号进行小波分解的待选小波基函数；其次计算待分析信号在每个待选小波基函数分解下的小波系数的能量、熵值以及熵能比；之后选择具有最小熵能比的小波基函数作为对待分析信号进行小波分解时采用的小波基函数。本发明采用的准则可用于任何类型的数据在进行小波分解时小波基的选取，降低了使用小波分解算法对工作经验的依赖性；本发明依据的是待分析信号与小波基之间的相似性，通过本准则选出的小波基与待分析信号之间具有更好的信息匹配，提高了小波基选取的可靠性；本发明采用的准则不需要进行数据处理后的运算比较，提高小波基选取的快速性。
一种基于分析信号特性小波基选取方法

[发明专利]一种固体火箭发动机后裙连接机械臂式级间分离试验装置及方法-CN202110730417.3在审
发明人：祝子文;高永刚;曲悠扬;邱飞;杨建宏;颜文选;罗驭川;崔宇杰;韩黎亮 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2021-06-30 - 公布日： 2021-11-12 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明提出了一种固体火箭发动机后裙连接机械臂式级间分离试验装置和方法，分离试验装置包括前抱环组件、后抱环组件和连接杆；前抱环组件与后抱环组件均分别包括上抱环、下抱环、机械臂以及滚轮组件，后抱环组件外端还固定有后连接板；后连接板上开有若干沿周向均布的连接孔，用于连接子级发动机的后裙；上抱环外表面的周向两侧设置有各自与机械臂连接的接口结构；接口结构能够与机械臂一端的弧板结构配合，使机械臂能够通过弧板结构沿上抱环外表面周向移动并在移动到位后固定。该分离试验装置便捷性在于所有组装过程均在地面，组装完毕后再吊起，不用在高空进行组装；所有的调整全部集中在机械臂上，调试方便，提高安全性的同时提高了工作效率。
一种固体火箭发动机连接机械臂式级间分离试验装置方法

[发明专利]测量物体空间运动的高速摄影数据处理方法-CN201910895118.8有效
发明人： 颜文选;赵继伟;杨昆劼;张颖;潘武贤;杨建宏;李超;汪玲 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2019-09-20 - 公布日： 2021-08-10 - 主分类号： G01P3/36 文献下载
摘要：本发明提出一种测量物体空间运动的高速摄影数据处理方法，按照图像中的像素点尺寸，对高速摄影得到的物体标记点原始位移‑时间数据信息进行划分；提取每个像素点中的第一个数据点作为有效数据，其余数据为无效数据；之后基于相邻两个像素点之间距离非常小，可以将连续两个标记点的变速运动作为匀变速运动的思路对无效数据进行还原，得到真实运动状态，从而解决了一二阶导数的跳变问题，提高系统精度。
测量物体空间运动高速摄影数据处理方法

[实用新型]一种气体冲击试验系统-CN202022581100.1有效
发明人：兰宝刚;潘武贤;霍菲;颜文选 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2020-11-10 - 公布日： 2021-06-18 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本实用新型属于固体火箭发动机测试技术领域，特别涉及一种气体冲击试验系统。一种气体冲击试验系统，包括依次连接的高压蓄压罐、爆破片Ⅰ、爆破片Ⅱ、模拟试验舱以及控制系统；所述的爆破片Ⅱ上设有爆破片断靶传感器，所述的模拟试验舱上设有测压座、多个常开排气孔以及多个排气法兰，所述的排气法兰外设有法兰堵盖，所述的法兰堵盖通过堵盖打开控制器将所述的排气法兰端部密封，所述的堵盖打开控制器与所述的爆破片断靶传感器通过所述的控制系统进行远程控制。本实用新型通过获取膜片破裂信号控制模拟试验舱排气面积的方法，以提高压强冲击曲线的下降速率，改善压强冲击曲线的模拟精度。
一种气体冲击试验系统

[发明专利]一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法-CN202011246849.9在审
发明人：兰宝刚;潘武贤;霍菲;颜文选 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2020-11-10 - 公布日： 2021-02-02 - 主分类号： G01M15/14 文献下载
摘要：本发明属于固体火箭发动机测试技术领域，特别涉及一种气体冲击试验系统及压强曲线控制方法。一种气体冲击试验系统，包括依次连接的高压蓄压罐、爆破片Ⅰ、爆破片Ⅱ、模拟试验舱以及控制系统；所述的爆破片Ⅱ上设有爆破片断靶传感器，所述的模拟试验舱上设有测压座、多个常开排气孔以及多个排气法兰，所述的排气法兰外设有法兰堵盖，所述的法兰堵盖通过堵盖打开控制器将所述的排气法兰端部密封，所述的堵盖打开控制器与所述的爆破片断靶传感器通过所述的控制系统进行远程控制。本发明通过获取膜片破裂信号控制模拟试验舱排气面积的方法，以提高压强冲击曲线的下降速率，改善压强冲击曲线的模拟精度。
一种气体冲击试验系统压强曲线控制方法

[发明专利]一种用于发动机分离试验的多自由度对接工装及装配方法-CN201911197216.0在审
发明人：魏连东;张宁;王正军;兰宝刚;左红星;何德胜;汪玲;颜文选;张颖 -专利权人：西安航天动力测控技术研究所
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2020-02-21 - 主分类号： B23P19/00 文献下载
摘要：本发明提出一种用于发动机分离试验的多自由度对接工装及装配方法，工装包括对接平台、高度与转动调节弧座单元和轴向与横向调节弧座单元，通过高度与转动调节弧座单元实现对接产品一端的高度移动、翻滚角度和俯仰角度调节；通过轴向与横向调节弧座单元实现对接产品另一端的轴向移动、横向移动和偏航角度调节。采用滚动轴承和双滚动直线导轨结构实现大重量部件产品对接的手动连续调节；采用橡胶滚轮和弧座毛毡支撑并保护发动机试验部件。本发明简单方便调节，性能可靠，使用此多自由度对接工装准确方便地实现了发动机分离试验的总装与停放要求。
一种用于发动机分离试验自由度对接工装装配方法

[发明专利]一种两孔紧邻的总温探针-CN201710181601.0在审
发明人：马宏伟;颜文选 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2017-03-24 - 公布日： 2017-07-28 - 主分类号： G01K7/06 文献下载
摘要：本发明属于总温测试技术领域，公开了一种两孔紧邻的总温探针，包括滞止罩、对流换热孔、温度传感器、探针支杆、绝热密封件、绝热密封盖和测温引线。滞止罩沿轴向共开有两个对流换热孔，相比较传统总温探针，该对流换热孔孔径较大。温度传感器可以是各种类型的热电偶或热电阻，其测温端轴向位置与沿滞止罩轴向第一个对流换热孔对应。探针支杆呈“L”型或直杆型，绝热密封盖可以打开，方便更换温度传感器，测温引线由探针支杆尾部引出，该探针结构适用于测量离心压气机出口流场总温，能够测量离心压气机转子出口叶片排间隙小、来流速度较低的流场总温。该探针具有结构简单、测温部位头部尺寸小、低速条件下温度传感器表面热交换充分的特点。
一种紧邻探针

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