CN107725217B - 固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出的固体火箭发动机无尾罩弹射气体冲击试验系统，包括发动机、模拟弹射筒、安装平台、定位装置、喷管小端位移测量工装、发动机后封头位移测量工装；其中采用定位装置解决发动机约束问题，采用安装平台解决定位装置的约束问题，采用径向密封结构解决发动机后裙与模拟弹射筒间隙，通过喷管小端位移测量工装以及发动机后封头位移测量工装实现喷管小端和发动机后封头位移测量。

Description

固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统

技术领域

本发明属于固体火箭发动机试验技术领域，具体为一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统。

背景技术

采用导弹无尾罩发射技术能够去除导弹发射时的防护罩，降低发射时的时序控制风险，及防护罩抛出后对发射平台的影响。但是，采用无尾罩发射时，气体冲击载荷对导弹喷管、固体火箭发动机后封头以及壳体会产生一个较大的冲击载荷，对喷管防护系统设计和发动机壳体设计有了新的要求。为验证无尾罩发射技术的适用性以及喷管防护系统和发动机壳体在气体冲击载荷下的结构完整性和功能完整性，需要在地面采用气体冲击载荷试验系统模拟固体火箭发动机冷弹射过程。

目前的试验系统利用双爆破片组合成快速打开阀门，将高压蓄压罐中的高压空气快速输送至模拟发射筒内，利用进气快、排气慢的特点在模拟发射筒内形成压力冲击载荷。双爆破片组合控制采用远程控制，试验时向爆破片之间管路充一定的压力，使得高压蓄压罐在目标压力时，爆破片均在安全压力范围内，试验时用爆破片管路排气阀泄压，使爆破片1爆破后，爆破片2随之爆破，管道通路打开。高压蓄压罐出口设置气动主阀(球阀)和平衡阀，在蓄压罐充压时处于关闭状态，提高系统的安全性，试验时先打开平衡阀，待主阀两侧压力平衡后，再打开主阀，具备试验条件。模拟发射筒的排气口处于常开状态，多个不同内径的排气口使模拟发射筒具备调节排气面积的功能。

目前的试验系统主要存在的问题是：

目前固体发动机大尺寸无尾罩发射气体冲击试验采用仅仅截取发动机后封头一部分的发动机模拟件，将发动机模拟件与模拟发射筒固连，仅试验喷管组件的防护性能，如附图2所示。无法进行全尺寸固体发动机无尾罩气体冲击试验，导致无法考核发动机后封头的强度，无法准确模拟真实的发动机后封头受力状态。

为了进行全尺寸固体发动机进行无尾罩气体冲击试验，申请人经过理论研究分析，认为存在以下问题：

(1)发动机约束问题

采用全尺寸发动机时，需要约束发动机，且要求约束发动机前裙，而使发动机后裙具有轴向自由度，以模拟发动机在弹射状态下壳体的受力状态。

(2)发动机定位装置的安装问题

发动机定位装置与发动机壳体之间的间隙较小，在安装时需要保障发动机壳体的安全。因此需解决发动机定位装置在吊装过程中的约束问题。

(3)发动机后裙与模拟弹射筒间隙问题

在全尺寸发动机气体冲击试验时，因约束了发动机的前裙而发动机的后裙处于轴向自由状态。因此，在发动机受到气体冲击载荷时，发动机壳体会受到压缩，发动机后裙与模拟弹射筒之间出现间隙，使模拟弹射筒内的气体排放，影响气体冲击载荷的最高压力。

(4)喷管小端和发动机后封头位移测量问题

在进行模拟发动机试验时，因发动机上端是开口状态，可以方便的测量发动机喷管小端位移，当采用全尺寸发动机试验时，受到发动机壳体的影响无法测量喷管小端位移。

另外在进行模拟发动机试验时，发动机模拟件与模拟发射筒是固连的，能够以模拟发射筒为位移零点，测量发动机后封头位移。但进行全尺寸发动机冲击试验时，发动机后封头和后裙都是自由状态，无法测量发动机后封头位移。

发明内容

为解决现有技术存在的问题：

(1)发动机约束问题；

(2)发动机定位装置的安装问题；

(3)发动机后裙与模拟弹射筒间隙问题；

(4)喷管小端和发动机后封头位移测量问题；

本发明提出了一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：包括发动机、模拟弹射筒、安装平台、定位装置、喷管小端位移测量工装、发动机后封头位移测量工装；

所述定位装置采用筒装结构，两端具有发动机前裙连接法兰和初容室连接法兰；发动机安装在定位装置内，在前裙位置与发动机前裙连接法兰固定连接，在初容室位置与初容室连接法兰固定连接；所述定位装置外侧安装有定位调整滚轮；所述定位调整滚轮能够沿定位装置径向伸缩；

所述安装平台采用钢架结构，在钢架结构的立柱上具有滚轮槽，当带有发动机的定位装置吊装在安装平台内时，所述滚轮槽能够与定位装置中的定位调整滚轮配合；

所述喷管小端位移测量工装在发动机喷管安装到发动机内之前，安装在发动机喷管上；喷管小端位移测量工装上固定有位移传感器，测量喷管小端轴向位移和径向位移；喷管小端位移工装内径D2大于喷管小端的外经d2，喷管小端位移工装外径d1小于喷管安装座内径D1；

所述发动机后封头位移测量工装采用框架结构，框架形状按发动机后裙型面设计，框架上安装有位移传感器；发动机后封头位移测量工装通过端部的后封头转接法兰安装在发动机后裙转接法兰上，并以发动机后裙作为后封头位移测量的零点；

发动机后裙通过发动机后裙转接法兰与所述模拟弹射筒配合；发动机后裙转接法兰配合端面上具有一圈凸起，模拟弹射筒配合端面上具有一圈台阶槽，发动机后裙转接法兰配合端面上的凸起伸入模拟弹射筒配合端面台阶槽的深槽中，而模拟弹射筒配合端面台阶槽的浅槽中安装有密封圈，将发动机后裙转接法兰配合端面与模拟弹射筒配合端面密封；且发动机后裙转接法兰配合端面凸起的轴向厚度大于发动机在受到弹射压力时的轴向位移。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：定位装置外侧的定位调整滚轮分为两层，每层沿定位装置周向均布四个定位调整滚轮。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：所述安装平台采用四根方钢作为立柱，立柱内侧敷焊有槽钢作为滚轮槽；四个滚轮槽分别与定位装置的四个方向的定位调整滚轮轮配合。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：所述安装平台上布置有装配人员站立位。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：喷管小端位移测量工装采用分体式结构，安装到喷管上后以喷管中部的金属槽为位移零点。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：发动机后封头位移测量工装中的位移传感器测试电缆从后封头转接法兰的电缆出线孔引至模拟弹射筒外；测试电缆捆扎在框架上。

有益效果

本发明提出的固体火箭发动机无尾罩弹射气体冲击试验系统，具有以下技术效果：

(1)实现了全尺寸发动机气体冲击试验；

(2)设计的定位装置满足了发动机的前封头约束要求；

(3)设计的安装平台，满足了定位装置安装过程中约束要求，防止碰撞发动机壳体；

(4)设计的新型密封结构，防止了发动机壳体在弹射载荷下，跳动间隙导致的弹射压力不足；

(5)设计的喷管小端位移传感器工装和发动机后封头位移传感器工装，满足了发动机在气体冲击条件下，位移的测量要求。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：包含高压气组件的系统原理图；

其中：1、高压蓄压罐；2、爆破片管路充气阀；3、平衡阀；4、主阀；5、高压蓄压罐排气阀；6、第一爆破片；7、爆破片管路排气阀；8、限流孔板；9、第二爆破片；10、定位装置；11、发动机壳体；12、模拟发射筒；13、模拟发射筒排气口；

图2：采用发动机模拟件试验示意图；

其中：14、发动机后部模拟件；

图3：无尾罩气体冲击发动机安装示意图；

其中：15、固体发动机；16、定位装置；17、安装平台；18、定位调整滚轮；19、喷管小端位移测量工装；20、后裙位移测量工装；

图4：定位装置示意图；

其中：21、发动机前裙连接法兰；22、吊装导向限位滚轮；23、初容室连接法兰；

图5：定位装置吊装时剖视图；

其中：24、槽钢；25、方钢；

图6：密封结构示意图；

其中：26、发动机后裙；27、后裙转接法兰；28、O型密封圈；

图7：发动机在受到弹射载荷时的密封结构状态；

图8：喷管小端位移测试示意图；

其中：29、喷管小端位移工装；30、喷管小端；31、喷管安装座；

图9：后封头位移测试示意图；

其中：32、后封头位移测量工装；33、后封头转接法兰；34、位移传感器电缆出线孔。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本发明提出一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统。如附图3所示。试验系统主要由：发动机、模拟弹射筒、安装平台、定位装置、喷管小端位移测量工装、发动机后封头位移测量工装等组成。

(1)采用定位装置解决发动机约束问题

定位装置为筒装结构，四周安装有8个导向限位滚轮，分2层，如附图4所示。定位装置安装后，上法兰与发动机前裙固连，下法兰与初容室固连。

(2)采用安装平台解决定位装置的约束问题

为解决定位装置吊装过程中的约束问题，设计了如图3所示的安装平台，吊装过程剖面视图如附图5所示。安装平台采用4个方钢作为立柱，在立柱内侧敷焊有槽钢，安装平台共2层，平台为安装过程中装配人员站立位。

定位装置吊装时，在接近发动机前裙时，吊装导向限位滚轮进入立柱的槽钢内，利用立柱限制定位装置在水平面内的摆动。然后缓慢下放定位装置，利用两层共8个滚轮的伸缩，调节吊装过程中定位装置的姿态，保护发动机壳体不与定位装置碰撞。

(3)采用径向密封结构解决发动机后裙与模拟弹射筒间隙

为解决发动机后裙在弹射载荷下起跳造成的间隙，设计了一种新型密封结构，如附图6所示。发动机后裙先连接一个后裙转接法兰，法兰具有一圈突出的台阶，在模拟发射筒上，有一圈凹槽，凹槽有两个台阶，其中一个台用于转接法兰向上运动的导向，第二个台用用于安装O型密封圈。密封结构安装后，初始状态下O型圈处于压缩状态，凸台有发动机限位功能。

在弹射载荷下，发动机后裙向上移动d(mm)，后裙转接法兰在模拟发射筒导向槽向上运动d，移动的距离d小于设计凸台，此时O型圈依然能够实现法兰与模拟弹射筒之间的动密封，如附图7所示。

(4)喷管小端和发动机后封头位移测量解决方案

为解决喷管小端位移测量问题，设计了分体式位移测量工装，如附图8所示，由左右两半组合用螺栓固连成一个整体。在发动机喷管安装前，将分体式喷管小端位移工装安装到喷管上，以喷管中部的金属槽为位移零点，调零测试完毕后，将喷管安装在喷管安装座上。测试电缆由发动机前顶盖出发动机壳体。其中喷管小端位移工装内径D2大于喷管小端的外经d2，喷管小端位移工装外径d1小于喷管安装座内径D1，使喷管位移工装安装后，既能够满足位移测量需求，也能随喷管安装进发动机壳体内部。

为测量后封头位移，设计了后封头位移测量工装，如附图9所示，后封头转接法兰安装在发动机后裙上，后封头位移测量工装安装在后封头转接法兰上，后封头位移测量的零点为发动机后裙，位移传感器安装在后封头位移测量工装的四个支架上，支架形状按发动机后裙型面设计，位移传感器测试电缆从后封头转接法兰的电缆出线孔引至模拟弹射筒外。测试电缆在支架上捆扎好，可以满足冲击条件下电缆完好。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (6)

1.一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：包括发动机、模拟弹射筒、安装平台、定位装置、喷管小端位移测量工装、发动机后封头位移测量工装；

所述定位装置采用筒装结构，一端具有发动机前裙连接法兰，另一端具有初容室连接法兰；发动机安装在定位装置内，在前裙位置与发动机前裙连接法兰固定连接，在初容室位置与初容室连接法兰固定连接；所述定位装置外侧安装有定位调整滚轮；所述定位调整滚轮能够沿定位装置径向伸缩；

所述安装平台采用钢架结构，在钢架结构的立柱上具有滚轮槽，当带有发动机的定位装置吊装在安装平台内时，所述滚轮槽能够与定位装置中的定位调整滚轮配合；

所述喷管小端位移测量工装在发动机喷管安装到发动机内之前，安装在发动机喷管上；喷管小端位移测量工装上固定有位移传感器，测量喷管小端轴向位移和径向位移；喷管小端位移工装内径D2大于喷管小端的外经d2，喷管小端位移工装外径d1小于喷管安装座内径D1；

所述发动机后封头位移测量工装采用框架结构，框架形状按发动机后裙型面设计，框架上安装有位移传感器；发动机后封头位移测量工装通过端部的后封头转接法兰安装在发动机后裙转接法兰上，并以发动机后裙作为后封头位移测量的零点；

发动机后裙通过发动机后裙转接法兰与所述模拟弹射筒配合；发动机后裙转接法兰配合端面上具有一圈凸起，模拟弹射筒配合端面上具有一圈台阶槽，发动机后裙转接法兰配合端面上的凸起伸入模拟弹射筒配合端面台阶槽的深槽中，而模拟弹射筒配合端面台阶槽的浅槽中安装有密封圈，将发动机后裙转接法兰配合端面与模拟弹射筒配合端面密封；且发动机后裙转接法兰配合端面凸起的轴向厚度大于发动机在受到弹射压力时的轴向位移。

2.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：定位装置外侧的定位调整滚轮分为两层，每层沿定位装置周向均布四个定位调整滚轮。

3.根据权利要求2所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：所述安装平台采用四根方钢作为立柱，立柱内侧敷焊有槽钢作为滚轮槽；四个滚轮槽分别与定位装置的四个方向的定位调整滚轮配合。

4.根据权利要求2所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：所述安装平台上布置有装配人员站立位。

5.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：喷管小端位移测量工装采用分体式结构，安装到喷管上后以喷管中部的金属槽为位移零点。

6.根据权利要求5所述一种固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统，其特征在于：发动机后封头位移测量工装中的位移传感器测试电缆从后封头转接法兰的电缆出线孔引至模拟弹射筒外；测试电缆捆扎在框架上。