CN109506939A - 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点 - Google Patents

一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点 Download PDF

Info

Publication number
CN109506939A
CN109506939A CN201811420672.2A CN201811420672A CN109506939A CN 109506939 A CN109506939 A CN 109506939A CN 201811420672 A CN201811420672 A CN 201811420672A CN 109506939 A CN109506939 A CN 109506939A
Authority
CN
China
Prior art keywords
hard point
substrate
test platform
platform
slot
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811420672.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109506939B (zh
Inventor
姜文英
田振宇
张宗强
翟晓
王哲
尹梦薇
田晓娟
谷红
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Observation And Control Technology Research Institute Of Xi'an Space Dynamic
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Observation And Control Technology Research Institute Of Xi'an Space Dynamic
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Observation And Control Technology Research Institute Of Xi'an Space Dynamic filed Critical Observation And Control Technology Research Institute Of Xi'an Space Dynamic
Priority to CN201811420672.2A priority Critical patent/CN109506939B/zh
Publication of CN109506939A publication Critical patent/CN109506939A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109506939B publication Critical patent/CN109506939B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明提出一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，包括承力点塔体、基板、承力销基板放置在试验平台上，试验平台上具有T型槽，在基与试验平台的贴合面上开有与试验平台上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；承力销为工字型结构，插入基板与试验平台组合得到的工字型槽中，将基板与试验平台对接。本发明研制的承力点首次突破性的在平台采用了销式连接，在塔式承力点基板与试验平台的贴合面上加工与平台反向对位的T型槽后，用高强度钢锻制的工字销将承力点与试验平台对接。基于平台的大载荷承力点见图1。该结构较以往T型螺栓连接方式其强度有了突破性提高，为实现平台直连式小体积大载荷承力点的研制提供了条件。

Description

一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷 承力点
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机结构静力试验技术领域，具体为一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点。
背景技术
固体火箭发动机结构静力试验是固体火箭发动机试验重要的组成部分，承担着评价发动机结构设计的重要手段。现有的固体火箭发动机结构静力试验多为通用结构静力试验，主要依托地面固定承力点在试验平台上完成试验项目。通用试验平台的安装接口为T型射线槽，试验平台试验工装均采用T型螺栓的连接方式。T型螺栓具有安装方便、通用性强的特点，可满足大部分工况的使用需要。
当今固体火箭发动机越来越多的应用于包括运载火箭的其他新领域，发动机的工作状态迥异，发动机的结构设计也应之而变，催生了新状态下固体火箭发动机的静力试验需求。静力试验的核心在于模拟产品的边界条件，再现产品真实的工作状态，因而在大多数情况下现行的试验基础条件无法满足新型试验需要。以运载火箭的固体助推器的捆绑点静力试验为例，固体助推壳体的捆绑点近壁轴向大载荷实施难度较大，突出存在着现有通用承力点不可用，空间干涉等问题。为满足大量非常规固体火箭发动机结构静力试验需要，研究一种具有应用于试验平台的紧凑型大载荷承力点研制方法具有重要意义。
发明内容
为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，满足非常规固体火箭发动机结构静力试验中对紧凑型大载荷移动承力点的需要。
应用于试验平台的传统T型螺栓连接，具有使用方便、操作简单的优势，但因T型螺栓的特殊结构，其连接强度有限，在试验平台上利用T型射线槽和T型螺栓研制大载荷承力点不仅有大难度还有高风险。本发明研制的承力点首次突破性的在平台采用了销式连接，在塔式承力点基板与试验平台的贴合面上加工与平台反向对位的T型槽后，用高强度钢锻制的工字销将承力点与试验平台对接。基于平台的大载荷承力点见图1。该结构较以往T型螺栓连接方式其强度有了突破性提高，为实现平台直连式小体积大载荷承力点的研制提供了条件。
本发明的技术方案为：
所述一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，其特征在于：包括承力点塔体(4)、基板(5)、承力销(8)；
所述基板(5)放置在试验平台(7)上，所述试验平台(7)上具有T型槽，在所述基板(5)与试验平台(7)的贴合面上开有与试验平台(7)上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；所述承力销(8)为工字型结构，插入所述基板(5)与所述试验平台(7)组合得到的工字型槽中，将所述基板(5)与所述试验平台(7)对接；
所述基板(5)上开有用于安装内六方连接螺栓组(6)的连接通孔，且在基板(5)上表面开有用于与承力点塔体(4)中连接螺栓组(3)螺纹固定连接的螺栓孔；
所述承力点塔体(4)中心开有通孔，通孔内紧固嵌入有螺纹套，作为载荷输出接口；承力点塔体(4)的边缘台阶面上开有用于安装连接螺栓组(3)的连接通孔，承力点塔体(4)与基板(5)的贴合面上开有用于与基板(5)中内六方连接螺栓组(6)螺纹固定连接的螺栓孔；
内六方连接螺栓组(6)和连接螺栓组(3)将承力点塔体与基板在正反方向上固定连接。
有益效果
本发明核心创新点为采用了承力销连接方式：
1、与传统的T型螺栓连接相比承力销连接具有突出的优势：
1)、它可直接安装在载荷作用点，不占用外部空间，无空间干涉问题；
2)、承力销承力截面为通过T槽口的截面，远大于同规格T型螺栓截面面积，标准安装下承载能力超过T型螺栓的5倍！具有极高的应用价值；
3)、利用承力销研制成的承力点小巧、可靠、成本低。
2、传统固体火箭发动机结构静力试验平台采用固定承力点方式可满足传统固发结构静力试验需要，本发明可满足发动机捆绑点、起吊点等非常规静力试验领域的使用需要。
3、本发明采用了工字销承力结构替代T型螺栓，连接结构强度大幅提高，使研制紧凑型大载荷承力点成为可能。
4、承力点采用塔式结构，承力性能好，稳定可靠。
5、本发明的承力点结构简单、成本低廉、定制性强、应用广泛，可满足平台内大载荷承力点的使用需要。
本发明提出的用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，可以满足非常规固体火箭发动机结构静力试验中对紧凑型大载荷移动承力点的需要。该方法具有结构简单、应用广泛、使用方便、使用成本低、可定制性强的特点，突破了传统承力点不能移动的局限性，具有较强的应用价值。
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：承力点基本结构示意图；
图2：试验应用实例。
其中：1—起吊孔；2—高强度承力点螺纹套；3—连接螺栓组；4—承力点塔体；5—基板；6—内六方连接螺栓组；7—试验平台；8—承力销。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
本发明依托试验平台的T型槽，寻证一种可靠的承力结构，突破传统连接方式的限制，研究一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点以满足当前科研生产活动的迫切需要，对平台高强度连接方法进行有效补充。
应用于试验平台的传统T型螺栓连接，具有使用方便、操作简单的优势，但因T型螺栓的特殊结构，其连接强度有限，在试验平台上利用T型射线槽和T型螺栓研制大载荷承力点不仅有大难度还有高风险。本发明研制的承力点首次突破性的在平台采用了销式连接，在塔式承力点基板与试验平台的贴合面上加工与平台反向对位的T型槽后，用高强度钢锻制的工字销将承力点与试验平台对接。基于平台的大载荷承力点见图1。该结构较以往T型螺栓连接方式其强度有了突破性提高，为实现平台直连式小体积大载荷承力点的研制提供了条件。
本发明中的用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，包括承力点塔体(4)、基板(5)、承力销(8)。
所述基板(5)放置在试验平台(7)上，所述试验平台(7)上具有T型槽，在所述基板(5)与试验平台(7)的贴合面上开有与试验平台(7)上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；所述承力销(8)为工字型结构，插入所述基板(5)与所述试验平台(7)组合得到的工字型槽中，将所述基板(5)与所述试验平台(7)对接。
所述基板(5)上开有用于安装内六方连接螺栓组(6)的连接通孔，且在基板(5)上表面开有用于与承力点塔体(4)中连接螺栓组(3)螺纹固定连接的螺栓孔。
所述承力点塔体(4)中心开有通孔，通孔内紧固嵌入有螺纹套，作为载荷输出接口；承力点塔体(4)的边缘台阶面上开有用于安装连接螺栓组(3)的连接通孔，承力点塔体(4)与基板(5)的贴合面上开有用于与基板(5)中内六方连接螺栓组(6)螺纹固定连接的螺栓孔。
内六方连接螺栓组(6)和连接螺栓组(3)将承力点塔体与基板在正反方向上固定连接。
图2所示为实际应用的某发动机壳体捆绑点静力试验，该试验要求在捆绑点上实现较大的立体载荷，其中轴向载荷高达2000kN距离壳体外壁仅200mm，载荷作用线投影在试验平台上，现有通用承力点无法满足试验需要，试验采用本发明提出的承力点方案，顺利完成所有试验项目，取得良好的效果。本发明满足非常规固体火箭发动机结构静力试验中对紧凑型大载荷移动承力点的需要，具有结构简单、应用广泛、使用方便、使用成本低、可定制性强的特点，突破了传统承力点不能移动的局限性，具有较强的应用价值。
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 (1)

1.一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，其特征在于：
包括承力点塔体(4)、基板(5)、承力销(8)；
所述基板(5)放置在试验平台(7)上，所述试验平台(7)上具有T型槽，在所述基板(5)与试验平台(7)的贴合面上开有与试验平台(7)上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；所述承力销(8)为工字型结构，插入所述基板(5)与所述试验平台(7)组合得到的工字型槽中，将所述基板(5)与所述试验平台(7)对接；
所述基板(5)上开有用于安装内六方连接螺栓组(6)的连接通孔，且在基板(5)上表面开有用于与承力点塔体(4)中连接螺栓组(3)螺纹固定连接的螺栓孔；
所述承力点塔体(4)中心开有通孔，通孔内紧固嵌入有螺纹套，作为载荷输出接口；承力点塔体(4)的边缘台阶面上开有用于安装连接螺栓组(3)的连接通孔，承力点塔体(4)与基板(5)的贴合面上开有用于与基板(5)中内六方连接螺栓组(6)螺纹固定连接的螺栓孔；
内六方连接螺栓组(6)和连接螺栓组(3)将承力点塔体与基板在正反方向上固定连接。
CN201811420672.2A 2018-11-26 2018-11-26 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点 Active CN109506939B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811420672.2A CN109506939B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811420672.2A CN109506939B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109506939A true CN109506939A (zh) 2019-03-22
CN109506939B CN109506939B (zh) 2020-12-04

Family

ID=65750597

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811420672.2A Active CN109506939B (zh) 2018-11-26 2018-11-26 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109506939B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020112546A1 (en) * 2001-02-19 2002-08-22 Maruwa Electronic Inc. High-speed rotation testing apparatus
CN105277342A (zh) * 2014-06-13 2016-01-27 北京强度环境研究所 高量级轴压、捆绑联合载荷实现装置
CN106525438A (zh) * 2016-11-03 2017-03-22 北京航天试验技术研究所 一种液体火箭动力系统试验用平面环形重载承力装置
CN107991072A (zh) * 2017-11-20 2018-05-04 西安航天动力测控技术研究所 一种固体发动机扩张段静力载荷试验装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20020112546A1 (en) * 2001-02-19 2002-08-22 Maruwa Electronic Inc. High-speed rotation testing apparatus
CN105277342A (zh) * 2014-06-13 2016-01-27 北京强度环境研究所 高量级轴压、捆绑联合载荷实现装置
CN106525438A (zh) * 2016-11-03 2017-03-22 北京航天试验技术研究所 一种液体火箭动力系统试验用平面环形重载承力装置
CN107991072A (zh) * 2017-11-20 2018-05-04 西安航天动力测控技术研究所 一种固体发动机扩张段静力载荷试验装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
吴兵 等: "CZ-5大型结构及低温贮箱静强度试验技术研究", 《强度与环境》 *
田振宇 等: "新型组合试验件复合静力试验方法", 《科技与创新》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109506939B (zh) 2020-12-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102082332B (zh) 接地端子
KR20170012779A (ko) 차량용 배터리 팩의 외부 커넥터
CN109506939A (zh) 一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点
CN113459874A (zh) 一种高精准度高可靠性多级定位重卡换电总成
CN104494839A (zh) 卡件结构
CN204175432U (zh) 一种新型发动机吊耳
CN103062450A (zh) 带法兰的单向阀
CN217656151U (zh) 一种浮动机构
CN201751592U (zh) 高压双吸泵吸入室结构
CN207977833U (zh) 电动滑台
CN201731046U (zh) 两体式挠性盘飞轮
CN203192735U (zh) 一种小型车用蓄电池保险盒
CN204139153U (zh) 一种强夯机及其连接装置
CN201383759Y (zh) 矿用变频器
CN108429390A (zh) 一种电动滑台
CN111439667B (zh) 用于变频一体机的起吊装置和变频一体机
CN204871239U (zh) 一种汽车前地板左纵梁总成
CN201525321U (zh) 一种厢式车用的货架
CN205873610U (zh) 一种轿壁连接件
CN219408924U (zh) 一种车架发动机安装吊耳
CN201858245U (zh) 一体式高强度螺栓垫片
CN211567873U (zh) 防撞结构及车辆
CN205921489U (zh) 隔爆电机
CN220672767U (zh) 一种可吊装电芯装置及吊装系统
CN215793590U (zh) 一种车载模块安装导轨

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant