CN106546432B - 一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机旋转试验原位校准装置，包括转接装置、万向挠性件、标准传感器、力源加载装置、承力墩并依次同轴连接。通过力源加载装置提供标准模拟推力，标准传感器用于读取标准模拟推力值，通过万向挠性件和转接装置将标准模拟推力传递给固体火箭发动机，然后将标准准模拟推力值与固体火箭发动机旋转试验装置的工作传感器的测量值进行比较校准。相对于现有的校准装置结构简单，同时能够在固体火箭发动机旋转下将标准模拟推力有效的传递到固体火箭发动机上，实现固体火箭发动机旋转试验装置的高精度校准。

Description

一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置
技术领域
本发明涉及一种校准装置，尤其是一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置。
背景技术
随着新型号武器装备的发展与需求，越来越多的固体火箭发动机要求模拟飞行时的旋转状态进行地面静止试验，以获取更准确更真实的飞行弹道性能数据，而以往的试验研究表明：固体火箭发动机地面高速旋转试验装置普遍存在着发动机旋转轴线不平稳、台体振动大、测试精度最高只能达到3％，精度太低，而且推力损失大等诸多缺点。固体火箭发动机在进行地面旋转试验时，要求试验阶段能够精确测试推力总冲，但因为测试推力波动大，总冲的精度及准确度都无法满足总体要求。
在进行固体火箭发动机旋转试验进行推力测量之前，对固体火箭发动机旋转试验装置进行原位校准对于确保试验测量数据的准确与测量工作过程的可靠至关重要。固体火箭发动机地面旋转试验装置推力测量的原位校准，是在试验现场通过校准装置对固体火箭发动机在旋转状态下施加标准模拟推力下工作，将标准模拟推力与固体火箭发动机地面旋转试验装置中的测量值进行标定和校准。
目前国内外都在进行过高精度固体火箭发动机地面旋转试验装置的研究，如专利申请号为CN201210286493.0的发明实现了固体火箭发动机在旋转情况下的推力试验，但是没有公开相关校准装置。因此急需设计一套固体火箭发动机地面旋转试验装置原位校准装置，试验前对固体火箭发动机地面旋转试验装置进行校准，以提升固体火箭发动机地面旋转试验测试精度。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是解决对固体火箭发动机地面旋转试验装置进行校准问题，提供一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置，以提升固体火箭发动机地面旋转试验测试精度。
为解决所述技术问题，本发明的技术方案是包括转接装置、万向挠性件、标准传感器、力源加载装置、承力墩并依次同轴连接。
所述转接装置包括壳体、推力球轴承、承力轴。
所述壳体为回转体结构，壳体轴线方向依次设有三段不同直径的圆形通孔，第一段圆形通孔直径大于第二段圆形通孔直径。推力球轴承安装在第一段圆形通孔中，且推力球轴承的座圈与第一段圆形通孔过盈配合，这样就实现了壳体与推力球轴承的座圈的固定连接，防止壳体与推力球轴承的座圈相互转动，推力球轴承的底部座圈置于第一段圆形通孔和第二段圆形通孔形成的挡肩端面上。第三段圆形通孔端部开口设置台阶孔形式，在侧壁处径向设置螺纹通孔，试验前火箭发动机的尾裙端面置于台阶孔内，通过台阶实现火箭发动机的轴向限位，通过在螺纹通孔内安装紧固螺钉实现火箭发动机的径向固定定位。
所述承力轴为阶梯型圆柱，承力轴的大直径端用于与所述万向挠性件同轴连接。承力轴的小直径端贯穿推力球轴承，承力轴的大直径端和小直径端过渡处的阶梯与推力球轴承的轴圈配合，实现承力轴的轴向固定限位，这样就实现了将模拟推力向推力球轴承传递的作用。
为进一步保证推力球轴承和壳体固定安装连接，本发明还包括端盖，端盖整体为阶梯型，端盖中部设有通孔，端盖套在承力轴上，端盖与壳体固定连接，端盖的小直径端落入壳体的第一段圆形通孔中并压紧在推力球轴承的顶部座圈上，使推力球轴承与壳体固定连接。
为进一步提高轴向力在施加过程中与发动机的同轴度，在承力轴小直径端套上轴承套，这样使承力轴小直径端与推力球轴承的轴圈固定。承力轴小直径端设置螺纹，并在小直径端平行于轴向设置一段矩形凹槽，在承力轴小直径端套上轴承套后再依次套上止动垫圈和锁紧螺母，止动垫圈的卡爪分别与锁紧螺母的凹槽及承力轴小直径端的矩形凹槽配合，通过止动垫圈和锁紧螺母的连接既防止了轴承套在移动过程中从承力轴上滑出，同时又对承力轴进行了轴向限位，保证推力球轴承预紧后作用轴线的变动。
本发明的工作原理是通过力源加载装置提供标准模拟推力，标准传感器用于读取标准模拟推力值，通过万向挠性件和转接装置将标准模拟推力传递给固体火箭发动机，然后将标准模拟推力值与固体火箭发动机旋转试验装置的工作传感器的测量值进行比较校准。
本发明的有益效果是相对于现有的校准装置结构简单，同时能够在固体火箭发动机旋转下将标准模拟推力有效的传递到固体火箭发动机上，实现固体火箭发动机旋转试验装置的高精度校准。
附图说明
图1为本发明装置与固体火箭发动机的连接结构示意图；
图2为转接装置结构剖面示意图；
图3为承力轴主视结构剖面示意图；
图4为承力轴左视结构示意图；
图5为壳体的主视结构剖面示意图；
图6为端盖的主视结构剖面示意图；
图7为端盖的俯视结构示意图；
图8为止动垫圈的俯视结构示意图；
图9为止动垫圈的右视结构A-A剖面示意图；
图10为锁紧螺母俯视结构示意图；
其中，1为固体火箭发动机，2为固体火箭发动机尾裙，3为转接装置，4为万向挠性件，5为标准传感器，6为力源加载装置，7为承力墩，8为承力轴，9为端盖，10为壳体，11为螺纹通孔，12为锁紧螺母，13为止动垫圈，14为轴承套，15为推力球轴承。
具体实施方式
如图1所示，固体火箭发动机1固定安装在现有固体火箭发动机旋转试验装置上，固体火箭发动机尾裙2、转接装置3、万向挠性件4、标准传感器5、力源加载装置6、承力墩7依次同轴连接。
如图2、图3和图4所示，承力轴8为阶梯型圆柱，承力轴8的大直径端设有内螺纹盲孔，内螺纹盲孔用于与万向挠性件4连接，万向挠性件4与标准传感器5同轴连接，力源加载装置6将模拟推力施加给承力轴8。承力轴8的小直径端贯穿推力球轴承15，承力轴8的大直径端和小直径端过渡处的阶梯被推力球轴承15的轴圈挡住实现承力轴的轴向固定限位，并实现了模拟推力传递给推力球轴承15。
如图2和图5所示，壳体10为回转体结构，壳体10轴线方向依次设有三段不同直径的圆形通孔，第一段圆形通孔直径大于第二段圆形通孔直径。推力球轴承15安装在第一段圆形通孔中，且推力球轴承15的座圈与第一段圆形通孔过盈配合，这样就实现了壳体10与推力球轴承15的座圈的固定连接，防止壳体10与推力球轴承15的座圈相互转动，推力球轴承15的底部座圈置于第一段圆形通孔和第二段圆形通孔形成的挡肩端面上。第三段圆形通孔内端部开口处设置成台阶孔形式，在侧壁沿第三段圆形通孔径向设置螺纹通孔11，试验时火箭发动机尾裙端部置于台阶孔内，通过台阶实现火箭发动机喷管的轴向限位，通过在螺纹通孔11内安装紧固螺钉实现与火箭发动机的径向固定定位。
承力轴8小直径端套上轴承套14，这样使承力轴8小直径端与推力球轴承15的轴圈固定。承力轴8小直径端设有螺纹，并在承力轴8小直径端两侧平行于轴向设置两段对称的矩形凹槽。
如图2、图3、图4、图8、图9和图10所示，承力轴8的小直径端贯穿推力球轴承15，并且承力轴8的大直径端和小直径端连接处的阶梯被推力球轴承的轴圈挡住实现承力轴的轴向固定限位。将轴承套14套入承力轴8小直径端，使其固定推力球轴承15的轴圈；而后套入止动垫圈13，止动垫圈13的卡爪与锁紧螺母12的凹槽及承力轴8的矩形凹槽配合，通过锁紧螺母12实现对推力球轴承15的预紧间隙，并具有防止松动的作用。
如图2、图6和图7所示，端盖9整体为阶梯型，端盖9中部设有通孔，端盖9套在承力轴8上，在端盖9环向设有一圈通孔，在壳体10端部设有一圈螺纹孔，端盖9和壳体10通过螺钉实现固定连接。端盖9的小直径端落入壳体10的第一段圆形通孔中并压紧在推力球轴承15的顶部座圈上，使推力球轴承15进一步与壳体10固定连接。
试验时，固体火箭发动机带动壳体10旋转，壳体10带动推力球轴承15与固体火箭发动机同步同轴高速旋转。同时，承力轴8与万向挠性件4随力源加载装置的液压缸活塞做直线往复运动实现对承力轴的轴向模拟推力加载，承力轴将模拟推力传递给推力球轴承，模拟推力通过壳体10传递给固体火箭发动机，从而实现了在旋转状态下将轴向力有效施加给固体火箭发动机，固体火箭发动机将模拟推力传递给固体火箭发动机旋转试验装置的工作传感器，标准传感器用于读取标准模拟推力值，然后将标准模拟推力值与固体火箭发动机旋转试验装置的工作传感器的测量值进行比较校准。

Claims (3)

1.一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置，包括万向挠性件、标准传感器、力源加载装置、承力墩，其特征在于还包括转接装置，转接装置、万向挠性件、标准传感器、力源加载装置、承力墩并依次同轴连接；
所述转接装置包括壳体、推力球轴承、承力轴；
所述壳体为回转体结构，壳体轴线方向依次设有三段不同直径的圆形通孔，第一段圆形通孔直径大于第二段圆形通孔直径；推力球轴承安装在第一段圆形通孔中，且推力球轴承的座圈与第一段圆形通孔过盈配合，这样就实现了壳体与推力球轴承的座圈的固定连接，防止壳体与推力球轴承的座圈相互转动，推力球轴承的座圈底部置于第一段圆形通孔和第二段圆形通孔形成的挡肩端面上；第三段圆形通孔端部开口设置台阶孔形式，在侧壁处径向设置螺纹通孔，试验前火箭发动机的尾裙端面置于台阶孔内，通过台阶实现火箭发动机的轴向限位，通过在螺纹通孔内安装紧固螺钉实现与发动机的径向固定定位；
所述承力轴为阶梯型圆柱，承力轴的大直径端用于与万向挠性件同轴连接，万向挠性件与标准传感器同轴连接，通过力源加载装置将模拟推力施加给承力轴；承力轴的小直径端贯穿推力球轴承，承力轴的大直径端和小直径端过渡处的阶梯被推力球轴承的轴圈挡住实现承力轴的轴向固定限位，这样就实现了将模拟推力传递给推力球轴承。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置，其特征在于所述转接装置还包括端盖，所述端盖整体为阶梯型，端盖中部设有通孔，端盖套在承力轴上，端盖与壳体固定连接，端盖的小直径端落入壳体的第一段圆形通孔中并压紧在推力球轴承的顶部座圈上，使推力球轴承进一步与壳体固定连接。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机地面旋转试验原位校准装置，其特征在于所述转接装置的承力轴小直径端套上轴承套，这样使承力轴小直径端与推力球轴承的轴圈的固定；承力轴小直径端设置螺纹，并在小直径端平行于轴向设置一段矩形凹槽，在承力轴小直径端套上轴承套后再依次套上止动垫圈和锁紧螺母，止动垫圈的卡爪分别与锁紧螺母的凹槽及承力轴小直径端的矩形凹槽配合，通过止动垫圈和锁紧螺母的连接既防止了轴承套在移动过程中从承力轴上滑出，同时又对承力轴进行了轴向限位，保证推力球轴承预紧后作用轴线的变动。
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