CN104792540B - 固体火箭发动机离心过载试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机离心过载试验系统，从下至上依次包括集流环、电机、联轴器、传动支承和转臂，所述电机竖直设置，且其主轴下端与所述集流环连接，所述电机的主轴上端通过所述联轴器与所述传动支承的下端连接，所述传动支承的上端与所述转臂固定连接，所述转臂的一端设置有用于安装试件的安装平台。本发明固体火箭发动机离心过载试验系统通过电机带动转臂旋转，对安装平台内的试件提供加速度、快加速以及横向过载等运行工况，并通过控制试件点火时间，可再现火箭发动机运行过程不同姿态下的高过载环境，再通过对试验状态进行监测和控制，可获得实时试验数据，为高过载发动机流场及热结构研究提供依据。

Description

固体火箭发动机离心过载试验系统

技术领域

本发明涉及一种过载试验系统，尤其涉及一种固体火箭发动机离心过载试验系统

背景技术

随着火箭飞行速度、加速度及快加速的大幅度提升，尤其火箭在高加速大机动飞行过程中产生的横向高过载，将导致其发动机内燃烧及流场产生更为复杂的物理、化学变化，这不仅严重影响发动机运行的稳定性，还将恶化发动机绝热层的工作环境，严重时甚至会导致内绝热防护失效，而引起发动机烧穿爆炸。研究高过载等复杂工况下发动机流场变化规律，改进发动机热结构，对提升发动机抗过载能力具有重要意义。

目前，理论分析和数值模拟是高过载发动机流场及热结构研究的主要手段，但该方法因数据量大，分析计算工程复杂，特别是在对高性能火箭发动机复杂运行环境进行模拟计算时，很难引入所有边界条件，这将导致计算结果与实际有较大差别。

导致出现上述问题原因主要是随着火箭发动机性能要求大幅度提升，所涉边界数据更加复杂，而目前还没有相应的手段和工具完成对这些数据完整准确的采集。同时，理论分析和数值模拟可处理的数据量也有限。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种固体火箭发动机离心过载试验系统。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种固体火箭发动机离心过载试验系统，从下至上依次包括集流环、电机、联轴器、传动支承和转臂，所述电机竖直设置，且其主轴下端与所述集流环连接，所述电机的主轴上端通过所述联轴器与所述传动支承的下端连接，所述传动支承的上端与所述转臂固定连接，所述转臂的一端设置有用于安装试件的安装平台，所述转臂上设置有旋转中心孔，所述传动支承的上端通过胀套组与所述旋转中心孔固定连接，所述旋转中心孔将所述转臂分为长臂段和短臂段，所述安装平台设置在所述长臂段的外端，所述短臂段的外端设置有配重腔和盖板，所述配重腔内设置有配重块，所述传动支承包括机座、传动支承主轴和轴承系，所述传动支承主轴通过所述轴承系与所述机座可转动连接，所述传动支承主轴的下端与所述联轴器固定连接，所述传动支承主轴的上端与所述转臂的旋转中心孔固定连接，所述机座通过螺栓固定在预埋件上，所述预埋件设置在地基中，所述预埋件包括上底板、下底板、螺杆和螺母，所述上底板和所述下底板分别安装在所述地基的上侧面和下侧面上，并与所述地基内的钢筋焊接，所述螺杆竖直穿过所述上底板和所述下底板，所述机座安装在所述上底板的上方并通过所述螺杆和所述螺母与所述预埋件固定连接。

优选地，所述胀套组包括两个胀套和支撑套，所述支撑套设置在两个所述胀套之间。

具体地，所述转臂为箱型框架结构，所述安装平台通过设置在所述转臂侧壁上的旋转轴系安装孔与所述转臂的长臂段可转动连接，所述转臂的上下侧壁上分别设置有上加强板和下加强板。

优选地，以所述转臂的长臂段的顺臂方向为0°，垂臂方向为90°，所述安装平台可绕设置在所述旋转轴系安装孔中的旋转轴系在0°～90°间任意角度旋转或固定。

进一步，所述转臂上设置有用于检测各项试验数据的传感器，所述传动支承主轴和所述电机主轴均为空心轴，所述传感器与所述集流环之间的线缆设置在所述传动支承主轴、所述电机主轴和所述转臂内。

更进一步，所述试验系统还包括仪器舱，所述仪器舱设置在所述转臂的旋转中心孔上方，所述仪器舱包括仪器舱罩、多层仪器安装板和报警系统，所述仪器舱罩与所述转臂固定连接，所述多层仪器安装板设置在所述仪器舱罩内，所述报警系统设置在所述仪器舱罩的上方，所述仪器舱罩的上部靠近所述安装平台的一侧设置有视频监视窗。

具体地，所述传动支承与所述转臂之间设置有挡板，所述集流环、所述电机、所述联轴器和所述传动支承均由所述挡板密封在所述地基内。

本发明的有益效果在于：

本发明固体火箭发动机离心过载试验系统通过电机带动转臂旋转，对安装平台内的试件提供加速度、快加速以及横向过载等运行工况，并通过控制试件点火时间，再现了火箭发动机运行过程不同姿态下的高过载环境，再通过对试验状态进行监测和控制，可获得实时试验数据，为高过载发动机流场及热结构研究提供依据，同时本发明还具有以下优点：

(1)采用两层布局结构，可避免点火产生的高温及高温物质对主机结构及人员损伤；

(2)采用同步电机直接驱动方式，提高了系统抗切向载荷以及发动机点火产生时的冲击振动能力；

(3)采用高强度箱型框架不等臂结构，在保证转臂支架力学特性要求的同时，降低了转臂支架的转动惯量，从而可有效降低电机在实现转臂快加速时的驱动功率；

(4)采用可旋转的安装平台，实现了试件任意旋转角度的安装；

(5)通过固定在地基上的预埋件与地基连接，增强了主机系统与土建联接的可靠性，提高了系统抗倾覆力能力。

附图说明

图1是本发明所述固体火箭发动机离心过载试验系统的整体结构示意图；

图2是本发明所述转臂的半剖结构示意图；

图3是本发明所述支撑套的结构示意图；

图4是本发明所述转臂的结构示意图；

图5是本发明所述传动支承的结构示意图；

图6是本发明所述机座的结构示意图；

图7是本发明所述预埋件的结构示意图；

图8是本发明所述传动支承主轴的结构示意图；

图9是本发明所述仪器舱的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明：

如图1所示，本发明固体火箭发动机离心过载试验系统，从下至上依次包括集流环1、电机2、联轴器3、传动支承4、仪器舱6和转臂7，电机2竖直设置，且其主轴下端与集流环1连接，电机2的主轴上端通过联轴器3与传动支承4的下端连接，传动支承4的上端与转臂7固定连接，转臂7的一端设置有用于安装试件的安装平台8，转臂7上设置有用于检测各项试验数据的传感器，传动支承主轴42和电机2的主轴均为空心轴，传感器与集流环1之间的线缆设置在传动支承主轴42、电机2主轴和转臂7内，仪器舱6设置在转臂7的旋转中心孔76上方，传动支承4与转臂7之间设置有挡板5，集流环1、电机2、联轴器3和传动支承4均由挡板5密封在地基91内。

采用交流同步电机2直接驱动，电机2向上通过联轴器3驱动传动支承主轴42旋转向下带动集流环1转动，传动支承主轴42的转动带动转臂7一起旋转，从而对安装在安装平台8上试件产生离心加速度，通过变频器控制电机2转速、转向及转速变化率，可实现不同量值的加速度和快加速度模拟，同时将集流环1、电机2、联轴器3和传动支承4与转臂7分层分布，可以避免试件在点火过程中对该系统部分部件造成高温损坏。

如图2和图4所示，转臂7上设置有旋转中心孔76，传动支承4的上端通过胀套组与旋转中心孔76固定连接，旋转中心孔76将转臂7分为长臂段72和短臂段71，安装平台8设置在长臂段72的外端，短臂段71的外端设置有配重腔75和盖板79，配重腔75内设置有配重块，胀套组包括两个胀套74和支撑套73(如图3所示)，支撑套73设置在两个胀套74之间。

转臂7采用高强度箱型框架不等臂结构，在保证转臂7支架力学特性要求的同时，降低了转臂7支架的转动惯量，从而可有效降低电机2在实现转臂7快加速时的驱动功率，并且通过改变配重腔75内配重块大小可实现转臂7的平衡调节，同时采用两胀套74与传动支承4的轴联接，使其在竖直面内承载弯矩时形成较大力臂，同时两个胀套74可传递较大的扭矩，并且两个胀套74间支撑套73限制其间距。

如图4所示，转臂7为箱型框架结构，安装平台8通过设置在转臂7侧壁上的旋转轴系安装孔81与转臂7的长臂段72可转动连接，转臂7的上下侧壁上分别设置有上加强板77和下加强板78。

如图2所示，以转臂7的长臂段72的顺臂方向为0°，垂臂方向为90°，所述安装平台可绕设置在所述旋转轴系安装孔中的旋转轴系在0°～90°间任意角度旋转或固定。

通过调整安装平台8轴线与转臂7间夹角，实现试件承载不同方向的离心过载模拟，通过选用高强度的材料和添加上加强板77、下加强板78有效的增加转臂7的强度。

如图5所示，传动支承4包括机座41、传动支承主轴42和轴承系，传动支承主轴42通过轴承系与机座41可转动连接，传动支承主轴42的下端与联轴器3固定连接，传动支承主轴42的上端与转臂7的旋转中心孔76固定连接，机座41通过螺栓固定在预埋件9上，预埋件9设置在地基91中。

该轴承系分为上轴承系43和下轴承系44，分别与传动支承主轴42的上部和下部连接，主要是对传动支承主轴42进行定位和力的传递；采用锥形结构的机座41(如图6所示)通过与预埋件9连接，将转臂7及自身的重力以及工作中产生的振动通过预埋件9传递到地基91，并把不平衡力传递给固定螺栓。

如图8所示，传动支承主轴42为阶梯轴，上端的圆柱段423经胀套74与转臂7连接，中端的圆锥段422作为转臂7的支承与定位面，下端的圆柱段421通过弹性膜片联轴器3与电机2的输出轴连接。

如图7所示，预埋件9包括上底板92、下底板93、螺杆94和螺母95，上底板92和下底板93分别安装在地基91的上侧面和下侧面上，并与地基91内的钢筋焊接，螺杆94竖直穿过上底板92和下底板93，机座41安装在上底板92的上方并通过螺杆94和螺母95与预埋件9固定连接。

如图9所示，仪器舱6包括仪器舱罩64、多层仪器安装板61和报警系统62，仪器舱罩64与转臂7固定连接，多层仪器安装板61设置在仪器舱罩64内，报警系统62设置在仪器舱罩64的上方，仪器舱罩64的上部靠近安装平台8的一侧设置有视频监视窗63。

多层仪器安装板61的层间距可以根据使用要求进行调整，同时仪器舱6内设置有多种试验需要的仪器及系统，安装在仪器舱6内的各试验仪器可监控安装平台和试件在离心试验过程中的状态，通过声音和灯光进行警示，可警示附近人及动物进入危险区域。

在进行试验前，先将试件安装至安装平台8上，然后调整安装平台8至需要的角度(0°～90°之间)，再通过改变配重腔75内配重块的重量，使转臂7处于平衡状态，通过电机2带动转臂7旋转，通过变频器控制电机2的转速、转向及转速变化率，对安装平台8内的试件提供加速度、快加速以及横向过载等运行工况，并通过控制试件的点火时间，即可再现火箭发动机运行过程中不同姿态下的高过载环境，从而实现了试件承载不同方向的离心过载模拟，通过安装在转臂7上的传感器可以对试验状态进行监测和控制，可获得实时试验数据，并通过集流环1传输至地面进行储存和显示，为高过载发动机流场及热结构研究提供依据。

本发明的技术方案不限于上述具体实施例的限制，凡是根据本发明的技术方案做出的技术变形，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：从下至上依次包括集流环、电机、联轴器、传动支承和转臂，所述电机竖直设置，且其主轴下端与所述集流环连接，所述电机的主轴上端通过所述联轴器与所述传动支承的下端连接，所述传动支承的上端与所述转臂固定连接，所述转臂的一端设置有用于安装试件的安装平台，所述转臂上设置有旋转中心孔，所述传动支承的上端通过胀套组与所述旋转中心孔固定连接，所述旋转中心孔将所述转臂分为长臂段和短臂段，所述安装平台设置在所述长臂段的外端，所述短臂段的外端设置有配重腔和盖板，所述配重腔内设置有配重块，所述传动支承包括机座、传动支承主轴和轴承系，所述传动支承主轴通过所述轴承系与所述机座可转动连接，所述传动支承主轴的下端与所述联轴器固定连接，所述传动支承主轴的上端与所述转臂的旋转中心孔固定连接，所述机座通过螺栓固定在预埋件上，所述预埋件设置在地基中，所述预埋件包括上底板、下底板、螺杆和螺母，所述上底板和所述下底板分别安装在所述地基的上侧面和下侧面上，并与所述地基内的钢筋焊接，所述螺杆竖直穿过所述上底板和所述下底板，所述机座安装在所述上底板的上方并通过所述螺杆和所述螺母与所述预埋件固定连接。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：所述胀套组包括两个胀套和支撑套，所述支撑套设置在两个所述胀套之间。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：所述转臂为箱型框架结构，所述安装平台通过设置在所述转臂侧壁上的旋转轴系安装孔与所述转臂的长臂段可转动连接，所述转臂的上下侧壁上分别设置有上加强板和下加强板。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：以所述转臂的长臂段的顺臂方向为0°，垂臂方向为90°，所述安装平台可绕设置在所述旋转轴系安装孔中的旋转轴系在0°～90°间任意角度旋转或固定。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：所述转臂上设置有用于检测各项试验数据的传感器，所述传动支承主轴和所述电机主轴均为空心轴，所述传感器与所述集流环之间的线缆设置在所述传动支承主轴、所述电机主轴和所述转臂内。

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：所述试验系统还包括仪器舱，所述仪器舱设置在所述转臂的旋转中心孔上方，所述仪器舱包括仪器舱罩、多层仪器安装板和报警系统，所述仪器舱罩与所述转臂固定连接，所述多层仪器安装板设置在所述仪器舱罩内，所述报警系统设置在所述仪器舱罩的上方，所述仪器舱罩的上部靠近所述安装平台的一侧设置有视频监视窗。

7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机离心过载试验系统，其特征在于：所述传动支承与所述转臂之间设置有挡板，所述集流环、所述电机、所述联轴器和所述传动支承均由所述挡板密封在所述地基内。