CN103557761B - 火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具和标准块规测量；前裙座外圆到反喷孔出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具和标准块规测量；前裙座端面到反喷孔轴心延长线与前裙座外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具和标准块规测量；反喷孔的空间角度α＝arctgL2/（L3－Ll）。本发明不需要有价格昂贵、环境要求严格、高精度的检测设备，采用专用测量夹具和标准块规，就可实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。本发明测量方便、快捷，检测精度较高，完全满足产品设计精度要求。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发动机燃烧室壳体的测量，具体地指一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。
背景技术
固体火箭发动机是航天飞行器的动力装置，由燃烧室、推进剂药柱、喷管、点火器等主要部分组成。燃烧室壳体是固体火箭发动机系统中的关键件，通过推进剂的燃烧为飞行器提供动力。壳体前封头上有四个均布的带反喷孔的反喷接头，反喷孔中安装推力终止机构，外圆螺纹联接导流管。当飞行器到达预定位置，弹上计算机发出解爆指令，推力终止机构被解爆，发动机推进剂燃气从反喷孔中反喷泄压，在分离发动机的共同作用下，保证发动机对飞行器的再入体为负推力或者零推力，达到准确控制再入体的位置，从而保证预期的位置精度。因此，对反喷孔的空间位置角度、精度有较高的设计要求。
固体火箭发动机燃烧室壳体的工艺流程为：组焊→退火→射线探伤→淬火+回火→射线探伤→车前后裙基准→镗加工前端→镗加工后端→水压试验→形位公差检测→油封包装入库。壳体前端四个均布的反喷孔的空间位置尺寸及角度在镗加工前端后测量，火箭燃烧室壳体上四个反喷孔与火箭燃烧室壳体轴心的夹角均相等。
目前，在工作现场在线检测火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度，需要有价格昂贵的、环境温度及湿度要求严格的、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，采用三坐标测量机验证检测的结果为±0.38mm和±3′。如果采用标准量具的普通测量方法，无法实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。
发明内容
本发明的目的就是要克服现有技术所存在的检测设备昂贵、检测环境要求严格以及检测效率较低的不足，提供一种简单、快捷的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。
为实现上述目的，本发明火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特别之处在于：
火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具和标准块规测量；
火箭燃烧室壳体上的前裙座外圆到反喷孔出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具和标准块规测量；
火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔轴心延长线与前裙座外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具和标准块规测量；
火箭燃烧室壳体上反喷孔的空间角度α按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为α＝arctgL2/（L3－Ll）。
上述方案中，所述第一专用测量夹具包括第一定位端和第一测量端，在测量反喷孔的L1时，将第一定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第一测量端的侧面与前裙座端面平行并留有间隙，间隙值a1通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第一测量端的侧面之间距离A1，L1的计算公式为L1＝A1+a1。
上述方案中，所述第二专用测量夹具包括第二定位端和第二测量端，在测量反喷孔的L2时，将第二定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第二测量端的上表面与前裙座外圆平行并留有间隙，间隙值a2通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第二测量端的上表面之间的距离A2，L2的计算公式为L2＝A2－a2。
上述方案中，所述第三专用测量夹具包括第三定位端和第三测量端，在测量反喷孔的L3时，将第三定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第三测量端的上表面与前裙座外圆紧密贴合，第三测量端的侧面与前裙座面平行并留有间隙，间隙值a3通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第三测量端的侧面之间距离A3，L3的计算公式为L3＝A3+a3。
一种实现上述火箭燃烧室壳体反喷孔测量的专用装置，包括根据火箭燃烧室壳体反喷孔的理论尺寸设计的第一专用测量夹具、第二专用测量夹具和第三专用测量夹具及标准块规。
上述方案中，所述第一专用测量夹具包括第一定位端和第一测量端，所述第一定位端包括与反喷孔内壁贴合的第一圆柱体和与反喷孔的出口端面贴合的第一定位体，所述第一圆柱体的直径与反喷孔内径相等，误差不大于±0.015mm；所述第一测量端的截面呈长方形；间隙值a1为5～10mm。
上述方案中，所述第二专用测量夹具包括第二定位端和第二测量端，所述第二定位端包括与反喷孔内壁贴合的第二圆柱体和与反喷孔的出口端面贴合的第二定位体，所述第二圆柱体的直径与反喷孔内径相等，误差不大于±0.015mm；所述第二测量端的截面呈长方形；间隙值a1为5～10mm。
上述方案中，所述第三专用测量夹具包括第三定位端和第三测量端，所述第三定位端为与反喷孔内壁贴合的圆柱体，所述第三定位端的直径与反喷孔内径相等，误差不大于±0.015mm。
上述方案中，所述第三测量端的截面呈两级台阶状，所述第三测量端的第一级台阶的侧面在测量时与前裙座端面平行并留有间隙，间隙值a3为5～10mm；所述第三测量端的第二级台阶的上表面在测量时与前裙座外圆紧密贴合。
本发明的有益效果在于：本发明不需要有价格昂贵、环境温度及湿度要求严格、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，采用专用测量夹具和标准块规，就可实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。
本发明测量方便、快捷，检测精度较高，完全满足产品设计精度要求：火箭燃烧室壳体上反喷孔空间位置尺寸和角度设计要求不大于±0.5mm和±5′，采用本发明检测结果为±0.4mm和±4′，检测的产品多次参与地面试验和飞行试验均圆满成功。
本发明的测量方法不仅可用于火箭燃烧室壳体上反喷孔空间位置尺寸和角度的测量，也可以用于其他类似产品的测量。
附图说明
图1为火箭燃烧室壳体反喷孔的空间位置尺寸和角度的检测示意图。
图2为图1中第一专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。
图3为图1中第二专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。
图4为图1中第三专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。
具体实施方式
为了更好地解释本发明，以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明，但它们不对本发明构成限定。
图2所示的第一专用测量夹具2包括第一定位端2.1和第一测量端2.2。第一定位端2.1包括与反喷孔1.2内壁贴合的第一圆柱体2.1.1和与反喷孔1.2的出口端面贴合的第一定位体2.1.2，第一圆柱体2.1.1的直径与反喷孔1.2内径相等，误差不大于±0.015mm。第一测量端2.2的截面呈长方形，在测量时第一测量端2.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙。
图3所示的第二专用测量夹具3包括第二定位端3.1和第二测量端3.2。第二定位端3.1包括与反喷孔1.2内壁贴合的第二圆柱体3.1.1和与反喷孔1.2的出口端面贴合的第二定位体3.1.2，第二圆柱体3.1.1的直径与反喷孔1.2内径相等，误差不大于±0.015mm。第二测量端3.2的截面呈长方形，在测量时第二测量端3.2的上表面与前裙座1.1外圆平行并留有间隙。
图4所示的第三专用测量夹具4包括第三定位端4.1和第三测量端4.2。第三定位端4.1为与反喷孔1.2内壁贴合的圆柱体，第三定位端4.1的直径与反喷孔1.2内径相等，误差不大于±0.015mm。第三测量端4.2的截面呈两级台阶状，第三测量端4.2的第一级台阶4.2.1的侧面在测量时与前裙座1.1端面平行并留有间隙，间隙值a3为5～10mm；第三测量端4.2的第二级台阶4.2.2的上表面在测量时与前裙座1.1外圆紧密贴合。
本发明反喷孔1.2的空间位置尺寸：火箭燃烧室壳体1上的前裙座1.1端面到反喷孔1.2出口端面中心的距离为L1；火箭燃烧室壳体1上的前裙座1.1外圆到反喷孔1.2出口端面中心的距离为L2；火箭燃烧室壳体1上的前裙座1.1端面到反喷孔1.2轴心延长线与前裙座1.1外圆延长线交点的距离为L3。
实施例1：
针对某飞行器Φ880mm×5000mm火箭燃烧室壳体1，其反喷孔1.2的空间位置尺寸和角度的理论要求：L1＝82.8±0.5mm，L2＝125.25±0.5mm，L3＝243.13mm，反喷角度α＝38°±5′。如图1所示，其测量过程如下：
1）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L1：将第一专用测量夹具2的第一定位端2.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第一测量端2.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙，间隙值a1通过标准块规5测量，a1为4.97mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第一测量端2.2的侧面之间距离A1，A1实测值精确到0.01mm为77.78mm，L1的计算公式为L1＝A1+a1＝77.78mm+4.97mm＝82.75mm；
2）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L2：将第二专用测量夹具3的第二定位端3.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第二测量端3.2的上表面与前裙座1.1外圆平行并留有间隙，间隙值a2通过标准块规5测量，a2为4.95mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第二测量端3.2的上表面之间的距离A2，A2实测值精确到0.01mm为130.28mm，L2的计算公式为L2＝A2－a2＝130.28mm－4.95mm＝125.33mm；
3）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L3：将第三专用测量夹具4的第三定位端4.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第三测量端4.2的上表面与前裙座1.1外圆紧密贴合，第三测量端4.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙，间隙值a3通过标准块规5测量，a3为4.96mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第三测量端4.2的侧面之间距离A3，A3实测值精确到0.01mm为238.11mm，L3的计算公式为L3＝A3+a3＝238.11mm+4.96mm＝243.07mm；
4）反喷孔1.2的空间角度α计算：按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为α＝arctgL2/(L3－Ll)＝arctg125.33/（243.07－82.75）＝38°1′。
而采用三坐标测量机验证检测的结果为L1＝82.76mm、L2＝125.35mm、L3＝243.08mm、α＝38°2′，检测的产品参与飞行试验圆满成功。本发明不需要有价格昂贵、环境温度及湿度要求严格、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，就可完全满足产品设计精度要求。
实施例2：
针对某飞行器Φ1200mm×6000mm火箭燃烧室壳体1，其反喷孔1.2的空间位置尺寸和角度的理论要求：L1＝136.3±0.5mm，L2＝171.7±0.5mm，L3＝340.92mm，反喷角度α＝40°±5′。如图1所示，其测量过程如下：
1）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L1：将第一专用测量夹具2的第一定位端2.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第一测量端2.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙，间隙值a1通过标准块规5测量，a1为5.03mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第一测量端2.2的侧面之间距离A1，A1实测值精确到0.01mm为131.32mm，L1的计算公式为L1＝A1+a1＝131.32mm+5.03mm＝136.35mm；
2）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L2：将第二专用测量夹具3的第二定位端3.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第二测量端3.2的上表面与前裙座1.1外圆平行并留有间隙，间隙值a2通过标准块规5测量，a2为5.01mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第二测量端3.2的上表面之间的距离A2，A2实测值精确到0.01mm为176.73mm，L2的计算公式为L2＝A2－a2＝176.73mm－5.01mm＝171.72mm；
3）测量反喷孔1.2的空间位置尺寸L3：将第三专用测量夹具4的第三定位端4.1与反喷孔1.2轴向紧密贴合，第三测量端4.2的上表面与前裙座1.1外圆紧密贴合，第三测量端4.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙，间隙值a3通过标准块规5测量，a3为5.05mm，测量反喷孔1.2出口端面中心与第三测量端4.2的侧面之间距离A3，A3实测值精确到0.01mm为335.90mm，L3的计算公式为L3＝A3+a3＝335.90mm+5.05mm＝340.95mm；
4）反喷孔1.2的空间角度α计算：按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为α＝arctgL2/(L3－Ll)＝arctg171.72/（340.95－136.35）＝40°4′。
而采用三坐标测量机验证检测的结果为L1＝136.33mm、L2＝171.70mm、L3＝340.93mm、α＝40°2′，检测的产品参与飞行试验圆满成功。本发明不需要有价格昂贵、环境温度及湿度要求严格、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，就可完全满足产品设计精度要求。
Claims (7)
1.一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特征在于：
火箭燃烧室壳体(1)上的前裙座(1.1)端面到反喷孔(1.2)出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具(2)和标准块规(5)测量；
火箭燃烧室壳体(1)上的前裙座(1.1)外圆到反喷孔(1.2)出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具(3)和标准块规(5)测量；
火箭燃烧室壳体(1)上的前裙座(1.1)端面到反喷孔(1.2)轴心延长线与前裙座(1.1)外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具(4)和标准块规(5)测量；
火箭燃烧室壳体(1)上反喷孔(1.2)的空间角度α按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为α＝arctgL2/(L3－Ll)；所述第一专用测量夹具(2)包括第一定位端(2.1)和第一测量端(2.2)，在测量反喷孔(1.2)的L1时，将第一定位端(2.1)与反喷孔(1.2)轴向紧密贴合，第一测量端(2.2)的侧面与前裙座(1.1)端面平行并留有间隙，间隙值a1通过标准块规(5)测量，测量反喷孔(1.2)出口端面中心与第一测量端(2.2)的侧面之间距离A1，L1的计算公式为L1＝A1+a1。
2.根据权利要求1所述的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特征在于：所述第二专用测量夹具(3)包括第二定位端(3.1)和第二测量端(3.2)，在测量反喷孔(1.2)的L2时，将第二定位端(3.1)与反喷孔(1.2)轴向紧密贴合，第二测量端(3.2)的上表面与前裙座(1.1)外圆平行并留有间隙，间隙值a2通过标准块规(5)测量，测量反喷孔(1.2)出口端面中心与第二测量端(3.2)的上表面之间的距离A2，L2的计算公式为L2＝A2－a2。
3.根据权利要求1所述的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特征在于：所述第三专用测量夹具(4)包括第三定位端(4.1)和第三测量端(4.2)，在测量反喷孔(1.2)的L3时，将第三定位端(4.1)与反喷孔(1.2)轴向紧密贴合，第三测量端(4.2)的上表面与前裙座(1.1)外圆紧密贴合，第三测量端(4.2)的侧面与前裙座(1.1)端面平行并留有间隙，间隙值a3通过标准块规(5)测量，测量反喷孔(1.2)出口端面中心与第三测量端(4.2)的侧面之间距离A3，L3的计算公式为L3＝A3+a3。
4.一种实现根据权利要求1所述火箭燃烧室壳体反喷孔的测量专用装置，其特征在于：它包括根据火箭燃烧室壳体反喷孔(1.2)的理论尺寸设计的第一专用测量夹具(2)、第二专用测量夹具(3)和第三专用测量夹具(4)及标准块规(5)；所述第一专用测量夹具(2)包括第一定位端(2.1)和第一测量端(2.2)，所述第一定位端(2.1)包括与反喷孔(1.2)内壁贴合的第一圆柱体(2.1.1)和与反喷孔(1.2)的出口端面贴合的第一定位体(2.1.2)，所述第一圆柱体(2.1.1)的直径与反喷孔(1.2)内径相等，误差不大于±0.015mm；所述第一测量端(2.2)的截面呈长方形；间隙值a1为5～10mm。
5.根据权利要求4所述的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量专用装置，其特征在于：所述第二专用测量夹具(3)包括第二定位端(3.1)和第二测量端(3.2)，所述第二定位端(3.1)包括与反喷孔(1.2)内壁贴合的第二圆柱体(3.1.1)和与反喷孔(1.2)的出口端面贴合的第二定位体(3.1.2)，所述第二圆柱体(3.1.1)的直径与反喷孔(1.2)内径相等，误差不大于±0.015mm；所述第二测量端(3.2)的截面呈长方形；间隙值a1为5～10mm。
6.根据权利要求4所述的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量专用装置，其特征在于：所述第三专用测量夹具(4)包括第三定位端(4.1)和第三测量端(4.2)，所述第三定位端(4.1)为与反喷孔(1.2)内壁贴合的圆柱体，所述第三定位端(4.1)的直径与反喷孔(1.2)内径相等，误差不大于±0.015mm。
7.根据权利要求6所述的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量专用装置，其特征在于：所述第三测量端(4.2)的截面呈两级台阶状，所述第三测量端(4.2)的第一级台阶(4.2.1)的侧面在测量时与前裙座(1.1)端面平行并留有间隙，间隙值a3为5～10mm；所述第三测量端(4.2)的第二级台阶(4.2.2)的上表面在测量时与前裙座(1.1)外圆紧密贴合。
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