CN109184958A - 一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件 - Google Patents

一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件 Download PDF

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Abstract

本发明一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，包括圆柱状本体、凹口组I和凹口组Ⅱ；其中，凹口组I包括两个第一凹口，两个第一凹口分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口，两个第二凹口分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口关于Z轴对称设置；从X轴的方向看，第一凹口的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，第一凹口的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴。本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，具有很好的刚性比，可以很好地传递轴向力，同时避开非轴向干扰力，解决了现有弹性约束元件无法进行发动机侧向推力测量的技术问题。

Description

一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件
技术领域
本发明涉及一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件。
背景技术
火箭发动机试验中需要对发动机的推力进行测量。图1所示为发动机推力测量组合结构图，发动机1的动架2的上端通过预紧力装置3悬挂在定架上，动架2的侧面通过弹性约束件4与定架5连接。
从理论上讲，通过测量动架的上端受力及侧面受力就可得出发动机轴向及侧向的推力分布，但目前所使用的弹性约束件4为“山”型弹簧板，“山”型弹簧板与定架和动架的连接结构如图2所示。
“山”型弹簧板做为定架与动架之间的弹性约束元件，存在以下问题：
1、“山”型弹簧板包括中间连接片和两侧连接片，中间连接片与动架连接，两侧连接片与定架连接，无法安装用于侧向力测量的测力传感器，从而阻碍了发动机侧向推力的测量。
2、“山”型弹簧板的结构导致了其轴向刚度小，侧向刚度较大，不能满足发动机侧向推力的测量。
基于以上原因，目前需要一种能够和传感器安装且具有较好刚性比的弹性约束元件，该弹性约束元件在使用时，对轴向力具有良好的承载能力，而对侧向力具有良好的柔性，使得轴向力的测量免受侧向力的影响。
发明内容
为了解决现有弹性约束元件无法进行发动机侧向推力测量的技术问题，本发明提供一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件。
本发明的技术解决方案如下：
本发明一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特殊之处在于：包括圆柱状本体、凹口组I和凹口组Ⅱ；
在三维直角坐标系中，定义圆柱状本体的中轴线为Z轴，凹口组I和凹口组Ⅱ沿Z轴依次设置；
其中，凹口组I包括两个第一凹口，两个第一凹口分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口，两个第二凹口分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口关于Z轴对称设置；
从X轴的方向看，所述第一凹口的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，所述第一凹口的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴。
所述第二凹口与第一凹口的形状相同。
进一步地，所述圆柱状本体的材料为65Mn，直径为Ф80mm-100mm；所述第一凹口设置在距离圆柱状本体一端端部50mm-70mm处；所述第一凹口和第二凹口的开口尺寸为30mm-50mm；所述第二凹口与第一凹口之间的轴向距离为50mm-70mm；第二凹口距离圆柱体另一端的尺寸范围为20-30mm。可实现不低于3000:1的刚性比。
进一步地，为了解决侧向位移的干扰问题，本发明还包括与圆柱状本体同轴的板状补偿结构，所述板状补偿结构沿长度方向包括过渡段和矩形的连接段，所述过渡段的大端与圆柱状本体固定连接,过渡段的小端与连接端相接；
进一步地，所述孔洞的形状中间大，两端小。
进一步地，所述孔洞的中部为方孔，两端对称设置V型孔。方孔的结构较为简单，并且空间占用较大可以提供较好的柔性，如为圆孔，除最大直径处外，其余柔性相较于方形较差。
进一步地，所述孔洞的数量为2个，且关于Z轴对称设置。2个孔可有效将承载面分布为3个位置，稳定型号，并可保证各相同性。
进一步地，所述圆柱状本体的粗糙度要求不低于0.8чm-1.6чm；
所述第一凹口和第二凹口的粗糙度要求0.84чm-0.8чm。
本发明与现有技术相比，优点是：
1)本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，具有很好的刚性比，可以同时获得高承载能力和低转动刚度；在使用时，测力传感器与弹性约束元件同轴连接于发动机动架和定架之间，可以很好地传递轴向力，同时避开非轴向干扰力，解决了发动机侧向推力测量的问题。
2)本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，结构简单，加工简单，只需在圆柱状本体上加工出凹口就行；稳定性好，安全可靠性高，动态性能好。
3)本发明带有补偿结构的推力测量用弹性约束元件解决了发动机侧向推力测量中侧向位移的干扰难题。
4)本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，可以通过改变其表面粗糙度及凹口组I和凹口组Ⅱ的开口尺寸调节刚性比，做到刚性比可控；在测量过程中，可通过调节各弹性约束元件的刚性比，使各弹性约束元件的刚性比一致，从而能够保证推力测量结构的一致性，提高测量精度。
附图说明
图1所示为现有发动机推力测量组合结构图；
图2所示为现有“山”型弹簧板与动架和定架的连接结构图；
图3所示为本发明实施例火箭发动机推力测量用弹性约束元件的结构图；
图4所示为本发明实施例带有补偿结构的火箭发动机推力测量用弹性约束元件的结构图。
图5所示为本发明实施例发动机推力测量时发动机、动架、弹性约束元件、测力传感器的连接结构图；
其中附图标记为：1-发动机、2-动架、3-预紧力装置、4-弹性约束元件、5-定架，41-圆柱状本体、42-第一凹口、43-第二凹口、44-板状补偿结构、45-孔洞、6-上圈梁、7-力传感器。
具体实施方式
以下结合附图对本发明进行详细说明。
为了满足发动机侧向推力测量的要求，本发明提供一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件。
如图3所示，本发明实施例火箭发动机推力测量用弹性约束元件包括圆柱状本体41、凹口组I和凹口组Ⅱ；在三维直角坐标系中，定义圆柱状本体41的中轴线为Z轴，凹口组I和凹口组Ⅱ沿Z轴依次设置；其中，凹口组I包括两个第一凹口42，两个第一凹口42分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口42关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口43，两个第二凹口43分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口43关于Z轴对称设置；从X轴的方向看，所述第一凹口42的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，所述第一凹口42的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴。所述第二凹口43与第一凹口42的形状相同。
如图5所示，在进行发动机推力测量时，动架约束布置采用二层圈梁结构，分为上圈梁6与下圈梁(下圈梁图中未示出)。上圈梁、下圈梁分别与位于上圈梁和下圈梁外侧的定架固联，并实现力传感器的定位。本发明的火箭发动机推力测量用弹性约束元件的一端与动架固定连接，弹性约束元件的另一端与力传感器7固定连接，力传感器的另一端通过上圈梁、下圈梁定位。
当发动机产生侧向推力时，由于本发明的弹性约束元件自身在轴向具有良好的刚性，能够保证工作的可靠性；而在另外的两个方向具有非常好的柔性，因此能够避免对轴向受力测量的干扰。
另外，由于发动机主推力加载后会导致动架、测力传感器、弹性约束原件及预紧力装置变形，动架整体上移，而定架不动，因此，弹性约束连接件轴向拉长，与弹性约束连接件同轴连接的传感器会受力，导致实际的侧向推力测量受到干扰，为了尽量减少干扰的发生，本发明在圆柱状本体41与定架连接的一端设置了板状补偿结构44。
带有板状补偿结构44的弹性约束元件如图4所示。
板状补偿结构44与圆柱状本体41同轴设置，板状补偿结构44沿长度方向包括过渡段和矩形的连接段，过渡段的大端与圆柱状本体固定连接,过渡段的小端与连接端相接；板状补偿结构44上还开设有孔洞45。孔洞45的数量为2个，且关于Z轴对称设置，每个孔洞45的中间为方孔，两端对称设置V型孔。
该结构在承受轴向载荷时具备足够的拉伸强度，当承受侧向力时，其开孔结构较易实现变形，变形可满足侧向受力的要求，并且产生的附加轴向力较小，因此能够降低侧向力的干扰。
经过模拟及试验发现，在轴向承载能力一定的情况下，第一凹口42和第二凹口43可以在较大范围内影响其侧向承载能力，因此通过改变第一凹口42和第二凹口43宽度最薄处的厚度可实现柔性比在较大范围内的调节，通过对局部位置的形位公差的控制，表面粗糙度的控制，可实现刚性比的精确调节。
为了实现推力测量用弹性约束元件的刚性比在3000：1-5000：1可调。
本发明的圆柱状本体41的尺寸为Ф80mm-100mm；第一凹口42设置在距离圆柱状本体41一端端部50mm-70mm处；第一凹口42和第二凹口43的开口尺寸为30mm-50mm；第二凹口43与第一凹口42之间的轴向距离为50mm-70mm。
对该火箭发动机推力测量用弹性约束元件进行刚性比测量的方法如下：
首先对弹性约束元件在轴向施加工作载荷并在施加载荷的同时测量其变形量，该定义为变形X，然后在侧向向施加可变载荷，施加过程中同步测量侧向变形，当变形等于X时记录此时的载荷值，此载荷值与工作载荷之比即为该弹性约束元件的刚性比。

Claims (7)

1.一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：包括圆柱状本体(41)、凹口组I和凹口组Ⅱ；
在三维直角坐标系中，定义圆柱状本体(41)的中轴线为Z轴，凹口组I和凹口组Ⅱ沿Z轴依次设置；
其中，凹口组I包括两个第一凹口(42)，两个第一凹口(42)分别朝向X轴的正向和负向，且两个第一凹口(42)关于Z轴对称设置；凹口组Ⅱ包括两个第二凹口(43)，两个第二凹口(43)分别朝向Y轴的正向和负向，且两个第二凹口(43)关于Z轴对称设置；
从X轴的方向看，所述第一凹口(42)的投影为四角倒角的矩形；从Y轴的方向看，所述第一凹口(42)的投影为半圆形，半圆形的两端各有一条直线，直线垂直于X轴及Z轴；
所述第二凹口(43)与第一凹口(42)的形状相同。
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，
其特征在于：
所述圆柱状本体(41)的材料为65Mn，直径为Ф80mm-100mm；
所述第一凹口(42)设置在距离圆柱状本体(41)一端端部50mm-70mm处；
所述第一凹口(42)和第二凹口(43)的开口尺寸为30mm-50mm；
所述第二凹口(43)与第一凹口(42)之间的轴向距离为50mm-70mm；
第二凹口(43)距离圆柱体另一端的尺寸范围为20-30mm。
3.根据权利要求1或2所述的一种火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：
还包括与圆柱状本体(41)同轴的板状补偿结构(44)，所述板状补偿结构(44)沿长度方向包括过渡段和矩形的连接段，所述过渡段的大端与圆柱状本体(41)固定连接,过渡段的小端与连接端相接；
所述板状补偿结构(44)上还开设有孔洞(45)。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：
所述孔洞(45)的形状中间大，两端小。
5.根据权利要求4所述的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：
所述孔洞(45)的中部为方孔，两端对称设置V型孔。
6.根据权利要求5所述的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：
所述孔洞(45)的数量为2个，且关于Z轴对称设置。
7.根据权利要求6所述的火箭发动机推力测量用弹性约束元件，其特征在于：
所述圆柱状本体(41)的粗糙度要求不低于0.8чm-1.6чm；
所述第一凹口(42)和第二凹口(43)的粗糙度要求0.84чm-0.8чm。
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